A method for the manufacture of a structural component (1) in composite material reinforced with stiffening stringers (2), defining, in use, at least part of an outer shell (3) of a vector (4) and comprising a skin (5) and a plurality of stringers (2) having a hollow section rigidly and integrally fixed to said skin (5), the method comprising the steps of: a) laminating a plurality of first layers (5a) of non cured or pre-cured composite material onto an external surface (6a) of a cure tool (6) to form said skin (5), so that a first face (5b) of said skin (5) defining, in use, the internal surface of the structural component (1) facing the internal environment of the vector (4) is facing the external surface (6a) of the tool (6); b) laminating respective pluralities of second layers (2a) of composite material on longitudinal hollow expandable inserts (10) to form a plurality of said stringers (2) each having a longitudinal axis (B), so that each stringer (2) is wound, at least partially, on an external surface (10a) of one respective hollow insert (10) so as to determine a longitudinal cavity (11) of each stringer (2) engaged by a relative hollow insert (10) and obtain in this way a plurality of reinforcing elements (12) each defined by one said stringer (2) wound on one said hollow insert (10); c) positioning each reinforcing element (12) on a second face (5c) of the skin (5) opposite to said first face (5b) and defining, in use, the external surface of the structural component (1) facing the environment external to the vector (4), and so that the cavities (11) of each stringer (2) face towards said second face (5c); d) holding each reinforcing element (12) on the second face (5c) of the skin (5) in a respective fixed position with respect to the tool (6); e) housing the tool (6), the skin (5) and the reinforcing elements (12) inside a vacuum bag (13); f) compacting together the first layers (5a) forming the skin (5) with the second layers (2a) forming the stringers (2) by applying the vacuum inside the vacuum bag (13); g) housing, after step f), tool (6), skin (5) and reinforcing elements (12) in a further vacuum bag (15); h) sealing the further vacuum bag (15) to delimit a vacuum chamber (16) therein; i) applying preset temperature and pressure to the outside of the vacuum chamber (16), in order to cure the composite material and determine the rigid and integral attachment of the stringers (2) to the second face (5c) of the skin (5). A structural component (1) obtained by the aforesaid manufacturing method is also described.
L'invention concerne un procédé pour la fabrication d'un élément structurel (1) en matériau composite renforcé par des longerons de raidissement (2), définissant, en utilisation, au moins une partie d'une enveloppe externe (3) d'un vecteur (4) et comprenant une peau (5) et une pluralité de longerons (2) ayant une section creuse fixée de manière rigide et solidaire fixée à ladite peau (5), le procédé comprenant les étapes consistant à : a) stratifier une pluralité de premières couches (5a) de matériau composite non durci ou pré-durci sur une surface externe (6a) d'un outil de durcissement (6) pour former ladite peau (5), de sorte qu'une première face (5b) de ladite peau (5) définissant, en utilisation, la surface interne de l'élément structurel (1) faisant face à l'environnement interne du vecteur (4) soit face à la surface externe (6a) de l'outil (6) ; b) stratifier des pluralités respectives de secondes couches (2a) de matériau composite sur des inserts expansibles creux longitudinaux (10) pour former une pluralité desdits longerons (2) ayant chacun un axe longitudinal (B), de sorte que chaque longeron (2) soit enroulé, au moins partiellement, sur une surface externe (10a) d'un insert creux respectif (10) de façon à déterminer une cavité longitudinale (11) de chaque longeron (2) mise en prise par un insert creux (10) associé et obtenir de cette manière une pluralité d'éléments de renforcement (12) définis chacun par un dit longeron (2) enroulé sur un dit insert creux (10) ; c) positionner chaque élément de renforcement (12) sur une seconde face (5c) de la peau (5) opposée à ladite première face (5b) et définissant, en utilisation, la surface externe de l'élément structurel (1) faisant face à l'environnement extérieur au vecteur (4), et de sorte que les cavités (11) de chaque longeron (2) soient face à ladite seconde face (5c) ; d) maintenir chaque élément de renforcement (12) sur la seconde face (5c) de la peau (5) dans une position fixe respective par rapport à l'outil (6) ; e) loger l'outil (6), la peau (5) et les éléments de renforcement (12) à l'intérieur d'une poche sous vide (13) ; f) compacter ensemble les premières couches (5a) formant la peau (5) avec les secondes couches (2a) formant les longerons (2) par l'application d'un vide à l'intérieur de la poche à vide (13) ; g) loger, après l'étape f), l'outil (6), la peau (5) et les éléments de renforcement (12) dans une autre poche sous vide (15) ; h) sceller l'autre poche sous vide (15) pour délimiter une chambre à vide (16) en son sein ; i) appliquer une température et une pression prédéfinies sur l'extérieur de la chambre à vide (16), afin de durcir le matériau composite et déterminer la fixation rigide et solidaire des longerons (2) à la seconde face (5c) de la peau (5). L'invention concerne également un élément structurel (1) obtenu par le procédé de fabrication susmentionné.
METHOD FOR THE MANUFACTURE OF A STRUCTURAL COMPONENT IN COMPOSITE MATERIAL REINFORCED WITH STIFFENING STRINGERS AND STRUCTURAL COMPONENT
PROCÉDÉ POUR LA FABRICATION D'UN ÉLÉMENT STRUCTUREL EN MATÉRIAU COMPOSITE RENFORCÉ PAR DES LONGERONS DE RAIDISSEMENT ET ÉLÉMENT STRUCTUREL
2022-07-07
Patent
Electronic Resource
English
IPC: | B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS / B64C AEROPLANES , Flugzeuge / B32B LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM , Schichtkörper, d.h. aus Ebenen oder gewölbten Schichten, z.B. mit zell- oder wabenförmiger Form, aufgebaute Erzeugnisse / B64F GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT , Boden- oder Flugzeugträgerdeckeinrichtungen besonders ausgebildet für die Verwendung in Verbindung mit Luftfahrzeugen |
European Patent Office | 2023
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