Nothing Special   »   [go: up one dir, main page]

DE102007004312B4 - Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft - Google Patents

Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft Download PDF

Info

Publication number
DE102007004312B4
DE102007004312B4 DE102007004312.2A DE102007004312A DE102007004312B4 DE 102007004312 B4 DE102007004312 B4 DE 102007004312B4 DE 102007004312 A DE102007004312 A DE 102007004312A DE 102007004312 B4 DE102007004312 B4 DE 102007004312B4
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
component
stiffening elements
vacuum
fiber composite
bags
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
DE102007004312.2A
Other languages
German (de)
Other versions
DE102007004312A1 (en
Inventor
Dr.-Ing. Lengsfeld Hauke
Dipl.-Ing. Brandenburg Roland
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Priority to DE102007004312.2A priority Critical patent/DE102007004312B4/en
Publication of DE102007004312A1 publication Critical patent/DE102007004312A1/en
Application granted granted Critical
Publication of DE102007004312B4 publication Critical patent/DE102007004312B4/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
    • B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3097—Cosmonautical vehicles; Rockets
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Civil Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug, mit folgenden Verfahrensschritten: Bereitstellen eines ein Faserverbundmaterial aufweisenden Bauteils (1); Positionieren mehrerer ein nicht-ausgehärtetes Faserverbundmaterial aufweisende Versteifungselemente (17a...17f) auf dem Bauteil (1); Einpacken der mehreren Versteifungselemente (17a...17f) jeweils in separate, zugeordnete Vakuumsäcke (18a...18f); Anlegen eines Vakuums an die zugeordneten Vakuumsäcke (18a...18f) für eine separate Druckbeaufschlagung der Versteifungselemente (17a...17f) mittels eines außerhalb der Vakuumsäcke (18a...18f) herrschenden Umgebungsdrucks; und Aushärten zumindest der mehreren eingepackten und mit Vakuum beaufschlagten Versteifungselemente (17a...17f) zum Bilden des Faserverbundbauteils.A method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft, comprising the following method steps: providing a component (1) comprising a fiber composite material; Positioning several stiffening elements (17a ... 17f) having a non-hardened fiber composite material on the component (1); Packing the plurality of stiffening elements (17a ... 17f) in separate, associated vacuum bags (18a ... 18f); Applying a vacuum to the associated vacuum bags (18a ... 18f) for a separate pressurization of the stiffening elements (17a ... 17f) by means of an ambient pressure outside the vacuum bags (18a ... 18f); and curing at least the plurality of stiffening elements (17a ... 17f) packed and acted upon by vacuum in order to form the fiber composite component.

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug.The present invention relates to a method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft.

Ein der Anmelderin bekanntes Verfahren zur Herstellung von versteiften Faserverbundbauteilen sieht im Wesentlichen folgende Verfahrensschritte vor:
Zunächst werden unausgehärtete Versteifungselemente aus CFK-Prepreg-Material bereitgestellt. Diese Versteifungselemente werden dann auf einem, insbesondere flächigen, Bauteil aus ausgehärtetem CFK-Prepreg-Material genau positioniert. In einem weiteren Verfahrensschritt wird das gesamte Bauteil zusammen mit den Versteifungselementen in einen einzigen Vakuumsack eingepackt. In einem noch weiteren Verfahrensschritt wird der Vakuumsack derart gerafft und gedrückt, dass dieser passgenau an den Versteifungselementen anliegt. In einem weiteren Verfahrensschritt wird ein Vakuum an den Vakuumsack angelegt. Anschließend wird die gesamte Anordnung ausgehärtet. Dies kann beispielsweise unter Einwirkung von Wärme und/oder Druck in einem Autoklaven erfolgen.A method known by the Applicant for the production of stiffened fiber composite components provides essentially the following method steps:
Initially, uncured stiffening elements made of CFRP prepreg material are provided. These stiffening elements are then accurately positioned on a, in particular flat, component of hardened CFRP prepreg material. In a further method step, the entire component is packed together with the stiffening elements in a single vacuum bag. In a still further method step, the vacuum bag is gathered and pressed in such a way that it fits snugly against the stiffening elements. In a further process step, a vacuum is applied to the vacuum bag. Subsequently, the entire assembly is cured. This can be done for example under the action of heat and / or pressure in an autoclave.

Problematisch bei dem oben beschriebenen verfahren hat sich die Tatsache herausgestellt, dass Setz- und Schrumpfbewegungen in dem Vakuumsack zu einer nachträglichen Veränderung der Position der Versteifungselemente führen. Dies resultiert darin, dass eine positionsgenaue Aushärtung der Versteifungselemente auf dem Bauteil mittels des oberhalb beschriebenen Verfahrens nahezu unmöglich ist.The problem with the method described above has been found to be the fact that settling and shrinking movements in the vacuum bag lead to a subsequent change in the position of the stiffening elements. This results in that a positionally accurate curing of the stiffening elements on the component by means of the method described above is almost impossible.

Ferner erfordert das Zurechtraffen und -drücken des Vakuumsacks einen hohen manuellen Aufwand. Weiterhin besteht die Gefahr, dass der Vakuumsack dabei beschädigt wird.Furthermore, the straightening and pressing of the vacuum bag requires a high manual effort. Furthermore, there is a risk that the vacuum bag is damaged.

Des Weiteren wird in der DE 603 06 533 T2 ein Verfahren zum Herstellen monolithischer Verbundstrukturen beschrieben.Furthermore, in the DE 603 06 533 T2 a method for producing monolithic composite structures described.

Ferner beschreibt die US 4 683 099 A ein Verfahren zum Formen von Verbundmaterialien mit Verstärkungsfasern und einer Harzmatrix.Furthermore, the describes US 4 683 099 A a method for molding composite materials with reinforcing fibers and a resin matrix.

Die DE 603 03 484 T2 beschreibt ein Vakuum-unterstütztes Herstellungsverfahren für ein co-gehärtetes Harztransferformteil.The DE 603 03 484 T2 describes a vacuum-assisted production process for a co-cured resin transfer molding.

Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein einfacheres Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug bereitzustellen, welches eine positionsgenaue Aushärtung der Versteifungselemente auf dem Bauteil ermöglicht.It is therefore an object of the present invention to provide a simpler method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft, which enables a positionally accurate curing of the stiffening elements on the component.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.According to the invention, this object is achieved by a method having the features of patent claim 1.

Es wird ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit folgenden Verfahrensschritten geschaffen. Bei diesem Verfahren wird zunächst ein ein Faserverbundmaterial aufweisendes Bauteil bereitgestellt. Anschließend werden mehrere ein nicht ausgehärtetes Faserverbundmaterial aufweisende Versteifungselemente auf dem Bauteil positioniert. In einem weiteren Verfahrensschritt werden die mehreren Versteifungselemente jeweils in einen separaten, zugeordneten Vakuumsack eingepackt. In einem noch weiteren Verfahrensschritt wird ein Vakuum an die zugeordneten Vakuumsäcke für eine separate Druckbeaufschlagung der Versteifungselemente mittels eines außerhalb der Vakuumsäcke herrschenden Umgebungsdrucks angelegt. Anschließend wird das Bauteil zusammen mit den mehreren eingepackten und mit Vakuum beaufschlagten Versteifungselementen zum Bilden des Faserverbundbauteils ausgehärtet.A method is provided for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft with the following method steps. In this method, first a component comprising a fiber composite material is provided. Subsequently, a plurality of a non-cured fiber composite material having stiffening elements are positioned on the component. In a further method step, the plurality of stiffening elements are each packed in a separate, associated vacuum bag. In a still further process step, a vacuum is applied to the associated vacuum bags for a separate pressurization of the stiffening elements by means of a pressure prevailing outside the vacuum bags ambient pressure. Subsequently, the component is cured together with the plurality of packaged and vacuum-applied stiffening elements for forming the fiber composite component.

Die der vorliegenden Erfindung zugrundeliegende Idee besteht darin, mehrere voneinander materialtechnisch getrennte Vakuumsäcke zu verwenden, wobei jeweils ein Vakuumsack einem Versteifungselement zugeordnet ist. Somit erfahren die Versteifungselemente durch Setz- und/oder Schrumpfbewegungen der jeweilig anderen Vakuumsäcke, insbesondere während des Evakuierens und/oder Aushärtens, keine nachträglichen Positionsveränderungen.The idea on which the present invention is based is to use a plurality of vacuum bags which are separate from one another in terms of material, wherein in each case a vacuum bag is assigned to a stiffening element. Thus, the stiffening elements by setting and / or shrinking movements of the respective other vacuum bags, especially during evacuation and / or curing, no subsequent position changes.

Ferner wird das Zurechtraffen und -drücken der Vakuumsäcke der Versteifungselemente vereinfacht, da es jeweils unabhängig von dem Zurechtraffen und -drücken der jeweils anderen Vakuumsäcke der anderen Versteifungselemente erfolgen kann.Furthermore, the straightening and pressing of the vacuum bags of the stiffening elements is simplified, since it can be done regardless of the straightening and pressing of each other vacuum bags of the other stiffening elements.

In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der Erfindung.In the subclaims there are advantageous embodiments and improvements of the invention.

Unter „Bauteil” ist vorliegend vorzugsweise ein flächiges Bauteil, beispielsweise eine Haut oder ein Paneel eines Luft- oder Raumfahrzeug, zu verstehen.In the present case, "component" is preferably to be understood as meaning a planar component, for example a skin or a panel of an aircraft or spacecraft.

Mit „Versteifungselementen” sind vorliegend vorzugsweise Stringer, Spanten und/oder Rippen gemeint.By "stiffening elements" in the present case, preferably stringers, ribs and / or ribs are meant.

Unter ”Umgebungsdruck” ist in dieser Anmeldung ein atmosphärischer Druck und/oder ein Druck in einem Autoklaven oder Ähnlichem zu verstehen.By "ambient pressure" in this application is meant an atmospheric pressure and / or pressure in an autoclave or the like.

Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung der Erfindung werden die mehreren Versteifungselemente bereits vor dem Positionieren auf dem Bauteil in die zugeordneten Vakuumsäcke eingepackt. Die noch nicht ausgehärteten Versteifungselemente werden dabei bereits in vorgefertigten Vakuumsäcken eingepackt bereitgestellt und im Anschluss daran auf dem Bauteil positioniert. Dadurch können Arbeitsschritte beispielsweise auf Lieferanten der Versteifungselemente abgewälzt werden, wodurch der Schritt des Einpackens der Versteifungselemente bei der Endfertigung des Faserverbundbauteils beim Hersteller entfällt und die Herstellzeit verkürzt werden kann.According to a preferred embodiment of the invention, the plurality Stiffening elements already packed before positioning on the component in the associated vacuum bags. The not yet hardened stiffening elements are already provided packed in prefabricated vacuum bags and then positioned on the component. As a result, work steps can be passed on, for example suppliers of the stiffening elements, whereby the step of packing the stiffening elements in the final production of fiber composite component omitted from the manufacturer and the production time can be shortened.

Bei einer weiter bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung werden für das Abdichten der Versteifungselemente die Vakuumsäcke mittels Dichtbändern auf dem Bauteil vakuumdicht befestigt. Somit kann zum einen ein passgenaues Anliegen der Vakuumsäcke an den Versteifungselementen und zum anderen eine zuverlässige Abdichtung erreicht werden. Auch hier kann vorgesehen sein, dass die Dichtbänder bereits an den jeweiligen Vakuumsäcken befestigt sind, wenn diese mit den bereits innerhalb der Vakuumsäcke befindlichen Versteifungselemente angeliefert werden. Dies würde die für die Endverarbeitung benötigte Zeit beim Hersteller noch weiter verringern. Prinzipiell kann jedoch jede Art von Dichtmittel zum vakuumdichten Befestigen der Vakuumsäcke auf dem Bauteil verwendet werden.In a further preferred embodiment of the present invention, the vacuum bags are sealed by means of sealing tapes on the component vacuum-tight for the sealing of the stiffening elements. Thus, on the one hand, a precise fit of the vacuum bags to the stiffening elements and on the other hand, a reliable seal can be achieved. Again, it may be provided that the sealing strips are already attached to the respective vacuum bags when they are delivered with the stiffening elements already located within the vacuum bags. This would further reduce the time required for finishing by the manufacturer. In principle, however, any type of sealant can be used for vacuum-tight fastening of the vacuum bags on the component.

Gemäß einer weiter bevorzugten Weiterbildung der Erfindung wird das Bauteil aus einem ausgehärteten Faserverbundbauteil bereitgestellt. Problematisch bei dem oberhalb beschriebenen, bekannten Verfahren ist, dass zum einen bei großen Bauteilen mit vergleichsweise wenigen Versteifungselementen ein Großteil des Materials des Vakuumsacks nicht genutzt wird. Dieses ungenutzte Material muss jedoch nach der Herstellung des Faserverbundbauteils entsorgt werden, da das Material im Aushärteprozess unbrauchbar wird. Gemäß dieser Weiterbildung müssen die zwischen den Versteifungselementen befindlichen Flächen des Bauteils nicht mehr mit Vakuumsäcken abgedeckt werden. Somit kann Vakuumsack-Material jedenfalls bei der Aushärtung der Versteifungselemente eingespart werden.According to a further preferred development of the invention, the component is made of a cured fiber composite component. The problem with the known method described above is that, on the one hand, for large components with comparatively few stiffening elements, a large part of the material of the vacuum bag is not used. However, this unused material must be disposed of after the fiber composite component has been manufactured, as the material becomes unusable in the curing process. According to this development, the surfaces of the component located between the stiffening elements no longer need to be covered with vacuum bags. Thus, vacuum bag material can be saved anyway in the curing of the stiffening elements.

Gemäß einer weiter bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung werden das Bauteil und/oder die Versteifungselemente aus Prepreg-Material, insbesondere CFK-Prepreg-Material, ausgebildet. Prepreg-Material zeichnet sich durch eine sehr rationelle Vearbeitbarkeit aus.According to a further preferred embodiment of the present invention, the component and / or the stiffening elements are formed from prepreg material, in particular CFRP prepreg material. Prepreg material is characterized by a very rational workability.

Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren näher erläutert.The invention will be explained in more detail below with reference to embodiments with reference to the accompanying figures.

Von den Figuren zeigen:From the figures show:

1 in einer Draufsicht einen ersten Verfahrenszustand gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; 1 in a plan view, a first method state according to an embodiment of the present invention;

2 in einer Draufsicht einen weiteren Verfahrenszustand gemäß dem Ausführungsbeispiel; und 2 in a plan view another method state according to the embodiment; and

3 eine Ansicht eines Teilschnitts entlang der Schnittlinie B-B aus 2. 3 a view of a partial section along the section line BB 2 ,

In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.In the figures, the same reference numerals designate the same or functionally identical components, unless indicated otherwise.

1 zeigt in einer Draufsicht ein flächiges Bauteil 1, vorzugsweise aus ausgehärtetem CFK-Prepreg-Material, welches auf einer Laminiervorrichtung 4 abgelegt ist. 1 shows a planar component in a plan view 1 , preferably made of cured CFRP prepreg material, which is on a laminator 4 is stored.

2 und 3 zeigen in einer Draufsicht bzw. in einem Teilschnitt B-B einen weiteren Verfahrenszustand gemäß dem Ausführungsbeispiel. 2 and 3 show in a plan view and in a partial section BB another method state according to the embodiment.

Das Verfahren soll im Weiteren beispielhaft für alle Stringer 17a...17f an dem Stringer 17c aus 3 weiter erläutert werden.The method is intended below by way of example for all stringers 17a ... 17f on the stringer 17c out 3 be explained further.

Zunächst wird der Stringer 17c aus nicht-ausgehärtetem CFK-Prepreg-Material, welcher vorzugsweise als T-Stringer mit einem Fuß 22 und einem Steg 21 ausgebildet ist, bereitgestellt. Dieser ist dabei bereits in einen vorzugsweise als Folie ausgebildeten Vakuumsack 18c eingepackt. Im Bereich des Fußes 22 ist der Vakuumsack 18c offen ausgebildet. An dem Vakuumsack 18c sind ferner bereits Dichtbänder 25a, 25b angebracht.First, the stringer 17c of uncured CFRP prepreg material, which preferably is a T-stringer with one foot 22 and a jetty 21 is formed, provided. This is already in a preferably designed as a film vacuum bag 18c packed. In the area of the foot 22 is the vacuum bag 18c open. On the vacuum bag 18c are also already sealing tapes 25a . 25b appropriate.

In einem weiteren Verfahrensschritt wird der Stringer 17c samt des Vakuumsacks 18c und den Dichtstreifen 25a, 25b auf dem Bauteil 1 positioniert, wobei der Stringer 17c mit seinem Fuß 22 auf der Oberfläche 2 des Bauteils 1 abgesetzt und ausgerichtet wird.In a further process step, the stringer 17c including the vacuum bag 18c and the sealing strip 25a . 25b on the component 1 positioned, with the stringer 17c with his foot 22 on the surface 2 of the component 1 discontinued and aligned.

In einem noch weiteren Verfahrensschritt werden die Dichtbänder 25a, 25b auf die Oberfläche 2 aufgeklebt. Daraufhin wird ein Vakuumanschluss 26 in den Vakuumsack 18c eingebracht.In a further process step, the sealing tapes 25a . 25b on the surface 2 glued. Then there will be a vacuum connection 26 in the vacuum bag 18c brought in.

Anschließend wird mittels einer Vakuumpumpe 27 ein Vakuum unter dem Vakuumsack 18c erzeugt. Dadurch wirkt der herrschende, atmosphärische Umgebungsdruck 28 von außen auf den Vakuumsack 18c und presst somit diesen fest an den Stringer 17c sowie auf den den Stringer 17c umgebenden Randbereich 29a, 29b der Oberfläche 2.Subsequently, by means of a vacuum pump 27 a vacuum under the vacuum bag 18c generated. As a result, the prevailing, atmospheric ambient pressure acts 28 from the outside on the vacuum bag 18c and thus presses it firmly to the stringer 17c as well as on the stringer 17c surrounding edge area 29a . 29b the surface 2 ,

Die für den Stringer 17c beschriebenen Verfahrensschritte werden für die restlichen Stringer 17a, 17b, 17d, 17e, 17f wiederholt.The one for the stringer 17c described process steps are for the remaining stringer 17a . 17b . 17d . 17e . 17f repeated.

In einem noch weiteren Verfahrensschritt wird die Anordnung aus 2 ausgehärtet. Dazu wird die Anordnung aus 2 vorzugsweise in einen Autoklaven eingebracht und dort mit Hitze und Druck beaufschlagt. Dabei wird das Bauteil 1 zusammen mit den Stringern 17a...17f zu einem einstückigen Faserverbundbauteil ausgehärtet (nicht dargestellt).In a still further process step, the arrangement is made 2 hardened. This is the arrangement of 2 preferably introduced into an autoclave and applied there with heat and pressure. In the process, the component becomes 1 along with the stringers 17a ... 17f cured to a one-piece fiber composite component (not shown).

In einem weiteren Schritt werden die Vakuumsäcke 18a...18f sowie die Dichtstreifen 25a, 25b von dem hergestellten Faserverbundbauteil entfernt (nicht dargestellt).In a further step, the vacuum bags 18a ... 18f as well as the sealing strips 25a . 25b removed from the manufactured fiber composite component (not shown).

Obwohl die vorliegende Erfindung anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.Although the present invention has been described in terms of a preferred embodiment, it is not limited thereto but modifiable in a variety of ways.

Insbesondere ist die Reihenfolge der einzelnen Schritte variabel. Beispielsweise kann das Einpacken der Versteifungselemente in die Vakuumsäcke genauso gut nach dem Positionieren der Versteifungselemente auf dem Bauteil durchgeführt werden. Auch die Dichtstreifen können erst nach dem Positionieren der Versteifungselemente an den Vakuumsäcken angebracht, insbesondere angeklebt, werden.In particular, the order of the individual steps is variable. For example, the packing of the stiffening elements in the vacuum bags can be performed just as well after the positioning of the stiffening elements on the component. The sealing strips can be attached to the vacuum bags, in particular glued after positioning the stiffening elements.

Die vorliegende Erfindung schafft ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug. Dabei werden Versteifungselemente auf einem ein Faserverbundbauteil aufweisenden Bauteil angeordnet. Zuvor oder anschließend werden die Versteifungselemente jeweils in einen separaten, zugeordneten Vakuumsack eingepackt. Dadurch wird verhindert, dass sich eine Position der Versteifungselemente auf dem Bauteil durch Setz- und Schrumpfbewegungen der Vakuumsäcke verändert.The present invention provides a method of manufacturing a fiber composite component for an aerospace vehicle. In this case, stiffening elements are arranged on a component having a fiber composite component. Previously or subsequently, the stiffening elements are each packed in a separate, associated vacuum bag. This prevents a position of the stiffening elements on the component from changing due to settling and shrinking movements of the vacuum bags.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
Bauteilcomponent
22
Oberflächesurface
44
Laminiervorrichtunglaminating
17a17a
StringerStringer
17b17b
StringerStringer
17c17c
StringerStringer
17d17d
StringerStringer
17e17e
StringerStringer
17f17f
StringerStringer
18a18a
Vakuumsackvacuum bag
18b18b
Vakuumsackvacuum bag
18c18c
Vakuumsackvacuum bag
18d18d
Vakuumsackvacuum bag
18e18e
Vakuumsackvacuum bag
18f18f
Vakuumsackvacuum bag
2121
Stegweb
2222
Fußfoot
25a25a
Dichtbandsealing tape
25b25b
Dichtbandsealing tape
2828
Umgebungsdruckambient pressure
29a29a
Randbereichborder area
29b29b
Randbereichborder area

Claims (5)

Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug, mit folgenden Verfahrensschritten: Bereitstellen eines ein Faserverbundmaterial aufweisenden Bauteils (1); Positionieren mehrerer ein nicht-ausgehärtetes Faserverbundmaterial aufweisende Versteifungselemente (17a...17f) auf dem Bauteil (1); Einpacken der mehreren Versteifungselemente (17a...17f) jeweils in separate, zugeordnete Vakuumsäcke (18a...18f); Anlegen eines Vakuums an die zugeordneten Vakuumsäcke (18a...18f) für eine separate Druckbeaufschlagung der Versteifungselemente (17a...17f) mittels eines außerhalb der Vakuumsäcke (18a...18f) herrschenden Umgebungsdrucks; und Aushärten zumindest der mehreren eingepackten und mit Vakuum beaufschlagten Versteifungselemente (17a...17f) zum Bilden des Faserverbundbauteils.Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft, comprising the following method steps: providing a component comprising a fiber composite material ( 1 ); Positioning a plurality of non-cured fiber composite reinforcing elements ( 17a ... 17f ) on the component ( 1 ); Wrapping the several stiffening elements ( 17a ... 17f ) each in separate, associated vacuum bags ( 18a ... 18f ); Applying a vacuum to the associated vacuum bags ( 18a ... 18f ) for a separate pressurization of the stiffening elements ( 17a ... 17f ) by means of one outside the vacuum bags ( 18a ... 18f ) prevailing ambient pressure; and curing at least the plurality of packaged and vacuum-applied stiffening elements ( 17a ... 17f ) for forming the fiber composite component. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die mehreren Versteifungselemente (17a...17f) bereits vor dem Positionieren auf dem Bauteil (1) in die zugeordneten Vakuumsäcke (18a...18f) eingepackt werden.Method according to claim 1, characterized in that the plurality of stiffening elements ( 17a ... 17f ) already prior to positioning on the component ( 1 ) in the associated vacuum bags ( 18a ... 18f ) are packed. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass für das Einpacken der mehreren Versteifungselemente (17a...17f) die Vakuumsäcke (18a...18f) mittels Dichtbändern auf dem Bauteil (1) vakuumdicht befestigt werden.A method according to claim 1 or 2, characterized in that for the packing of the plurality of stiffening elements ( 17a ... 17f ) the vacuum bags ( 18a ... 18f ) by means of sealing tapes on the component ( 1 ) are attached vacuum-tight. Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil (1) aus einem ausgehärteten Faserverbundmaterial bereitgestellt wird.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the component ( 1 ) is provided from a cured fiber composite material. Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil (1) und/oder die mehreren Versteifungselemente (17a...17f) aus Prepreg-Material, insbesondere CFK-Prepreg-Material, ausgebildet werden.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the component ( 1 ) and / or the plurality of stiffening elements ( 17a ... 17f ) are formed from prepreg material, in particular CFRP prepreg material.
DE102007004312.2A 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft Active DE102007004312B4 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007004312.2A DE102007004312B4 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007004312.2A DE102007004312B4 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE102007004312A1 DE102007004312A1 (en) 2008-07-31
DE102007004312B4 true DE102007004312B4 (en) 2014-08-21

Family

ID=39563859

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE102007004312.2A Active DE102007004312B4 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft

Country Status (1)

Country Link
DE (1) DE102007004312B4 (en)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008036349B4 (en) 2008-08-05 2016-08-04 Airbus Operations Gmbh Method and device for producing a structure, in particular an aircraft structure made of a fiber composite material
DE102009001075A1 (en) 2009-02-23 2010-09-09 Airbus Deutschland Gmbh Method for at least partially reworking or replacing a stiffening element of a fiber composite structure and associated attachment device

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2173144B (en) * 1985-04-02 1989-08-09 Rolls Royce Plc Moulding of composite materials
EP1543941B1 (en) * 2003-12-16 2006-06-28 Airbus Espana, S.L. Process and tooling for reducing thermally induced residual stresses and shape distortions in monolithic composite structures

Also Published As

Publication number Publication date
DE102007004312A1 (en) 2008-07-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0106249B1 (en) Plastic material leafsprings and method for their manufacture
DE60036234T2 (en) Composite fiber composite wing structure and method of making the same
DE69422776T2 (en) Method of making a unitary fiber reinforced composite panel assembly
DE4040746C2 (en)
DE60100919T2 (en) A method of manufacturing a composite panel with stiffening ribs and panel made by this method
DE102006031336B4 (en) Method for producing a fiber composite component in the aerospace industry
DE60102741T2 (en) Membrane vacuum forming of a layered fiber composite part
DE69605884T2 (en) Process for producing a sheet of composite material by transfer molding
DE19915083C1 (en) Fiber-reinforced component manufacture involving autoclave molding of a combination of prepreg-based simple parts and resin infusion-based complex textile parts
DE102006031334A1 (en) Process to manufacture omega-shaped aircraft fuselage stringer using removable form core of parallel flexible tubes
DE102007026099A1 (en) Apparatus and method for processing a fiber composite structure
DE69508525T2 (en) Process for the production of layered composite panels and panels thus produced
WO2009132892A1 (en) Method and shaping device for producing a composite fibre component for air and space travel
EP2436512A2 (en) Method for producing a vacuum structure for producing a fibre reinforced component and stamp suitable for same
DE602004005446T2 (en) METHOD FOR PRODUCING A REINFORCED PRODUCT
DE102006045633B4 (en) Method for connecting a stringer to a structural component of an aircraft or spacecraft
DE69816021T2 (en) IMPROVEMENTS RELATING TO PRESSURE TRANSMITTERS FOR USE IN THE PRODUCTION OF COMPOSITE COMPONENTS
DE102007004312B4 (en) Method for producing a fiber composite component for an aircraft or spacecraft
DE102018106709B4 (en) METHOD FOR PRODUCING A COMPOSITE STRUCTURE
DE3004361A1 (en) PROCESS FOR SKI PRODUCTION
DE102008051380B4 (en) Process for repairing fiber-reinforced plastic components
DE102014221356B4 (en) Assembly with individual components made of a fiber-reinforced composite material
DE102016123456A1 (en) COMPRESSION TOOLS FOR MACHINING AIRCRAFT AND METHODS USING THROTTLE THREAD
EP3611012A1 (en) Device and method for producing a component
DE10354106B4 (en) Method for producing a fiber composite structure

Legal Events

Date Code Title Description
OP8 Request for examination as to paragraph 44 patent law
8127 New person/name/address of the applicant

Owner name: AIRBUS OPERATIONS GMBH, 21129 HAMBURG, DE

R016 Response to examination communication
R016 Response to examination communication
R016 Response to examination communication
R018 Grant decision by examination section/examining division
R020 Patent grant now final