Способ и система изготовления композитных конструкций с заполнителями зазора из материала на основе рубленого волокна

Способ и система изготовления композитных конструкций с заполнителями зазора из материала на основе рубленого волокна

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники

Описание относится к способам и системам получения композитных конструкций, и в частности к способам и системам получения композитных конструкций с заполнителями зазора, например композитных конструкций стрингеров крыльев воздушного судна.

Уровень техники

Композитные конструкции применяют во множестве областей, включая производство воздушных судов, космических летательных аппаратов, вертолетов, плавучих судов, автомобилей, грузовых автомобилей и других транспортных средств и структур благодаря их высокому отношению прочности к весу, устойчивости к коррозии и другим полезным свойствам. В самолетостроении композитные конструкции применяют все в больших масштабах для изготовления крыльев, фюзеляжа, хвостового оперения и других компонентов.

Например, крылья воздушного судна могут быть изготовлены из композитных усиленных панельных конструкций, содержащих панели или ребра обшивки, к которым могут быть прикреплены или приклеены усиливающие профили жесткости или "стрингеры" для повышения прочности, жесткости, сопротивления на продольный изгиб и стабильности панелей или ребер обшивки. Стрингеры, прикрепленные или приклеенные к композитным панелям или ребрам обшивки, могут иметь такую конфигурацию, чтобы выдерживать различные нагрузки, и могут иметь множество различных форм профиля, таких как Т-элементы жесткости, J-элементы жесткости и I-балки.

Известные стрингеры в композитных конструкциях крыльев воздушного судна, могут иметь низкий предел прочности на отрыв. Следовательно, такие стрингеры нельзя нагружать через профильную часть стрингера. Это может привести к необходимости сверления отверстий в обшивке крыла и пропускания крепежных деталей через обшивку крыла для присоединения, например, узлов крепления нервюры крыла к обшивке крыла. Однако это может создавать дополнительные площади на самолете, в которых возможна утечка топлива и которые создают дополнительные проблемы и сложности при производстве. Более того, такие крепления необходимо обрабатывать и трижды защищать для создания системы защиты от столкновений, и такие отверстия для креплений могут потребовать применения непроницаемого для жидкостей герметика для того, чтобы они не стали возможным местом утечки топлива. Например, такие крепления могут выступать в топливные баки-отсеки в крыле, и поэтому их необходимо делать утопленными, покрывать с внешней стороны изолирующей заглушкой, покрывать изнутри изолирующим герметиком и заземлять во избежание искрения внутри топливного бака-отсека. Время, требуемое для установки таких креплений, может быть увеличено, что, в свою очередь, может повышать сложность производства и затраты. Кроме того, наличие дополнительных креплений может добавить массу воздушному судну, что, в свою очередь, может снизить полезную грузоподъемность воздушного судна и повысить расход топлива, что увеличит затраты на него.

Зазоры или пустоты могут быть образованы закруглениями участков стрингеров, когда их прикрепляют или объединяют перпендикулярно композитным панелям или ребрам обшивки. Такие зазоры или пустоты обычно называют "областями заполнителя зазора или скругления" или "областями лапши". Такие области заполнителя зазора или скругления или области "лапши" в стрингерах могут быть предрасположены к растрескиванию, так как они могут быть трехмерно ограничены. Заполнители зазора или скругления или "лапшу" делают из композитного материала или адгезивного/эпоксидного материала, и обычно они имеют треугольное сечение и могут применяться для заполнения областей заполнителей зазора или скругления или областей "лапши" для получения дополнительного армирования структуры в таких областях. Однако известные заполнители зазора или скругления или «лапша» могут быть получены из материала, который отличается или несовместим с материалом композитной конструкции, окружающей заполнители зазора или скругления или «лапшу». Они могут иметь разные свойства материала, которые, в свою очередь, могут потребовать модификации циклов отверждения, температур и давлений обработки и/или относительных количеств волокон и связующих матриц. Такие модификации могут увеличить время производства, количество рабочих и затраты.

Кроме того, известные заполнители зазора или скругления, или «лапша» могут иметь слишком большую длину (т.е. 60-80 футов), толщину и хрупкость. Следовательно, такие заполнители зазора или скругления, или «лапшу» трудно хранить и транспортировать, и они могут потребовать дополнительных затрат на рабочую силу и хранение и транспортировку, необходимые для обеспечивания минимального повреждения таких заполнителей зазора или скругления, или «лапши».

Далее, известные однонаправленные/ламинированные заполнители зазора или скругления, или «лапша» могут иметь относительно тупые концы трех углов заполнителя зазора или скругления, или «лапши». Нулевой (0°) слой материала, предварительно пропитанный связующим веществом (т.е. армирующие волокна, пропитанные связующим материалом), может быть сложен многократно для получения круглого заполнителя зазора или скругления, или "лапши". Заполнитель зазора или скругления, или «лапша» затем может быть сформована в треугольной форме под действием тепла и вакуума. Тупой конец лапши может образовать «карманы» с толстым слоем связующего на концах заполнителя зазора или скругления, или «лапши», и такие области могут быть подвержены инициализации распространения трещин. Трещины могут распространяться между слоями композита и трещины могут привести к преждевременному снижению прочности на отрыв стрингера. Низкая прочность на отрыв делает невозможным применение стрингеров в качестве точек крепления конструкций в кессоне крыла. Это, в свою очередь, может потребовать, как описано выше, высверливания отверстий в обшивке крыла и пропускания креплений через обшивку крыла для закрепления узлов крепления нервюры крыла к обшивке крыла.

Следовательно, существует необходимость в данной области техники в улучшенных способах и системах получения композитных конструкций, имеющих заполнители зазора или скругления, или "лапшу", которые имеют преимущества над известными способами, системами и структурами.

Сущность изобретения

Потребность в улучшенных способах и системах для получения композитных конструкций, имеющих заполнители зазора или скругления, или "лапшу", удовлетворена. Как более подробно описано ниже, варианты улучшенных способов и систем получения композитных конструкций, имеющих заполнители зазора или скругления, или "лапшу", могут давать значительные преимущества над известными способами, системами и конструкциями.

В одном варианте описания представлен способ получения композитной конструкции. Способ включает стадию нанесения рубленого волокна различной толщины на поверхность первого слоя первой композитной заготовки для образования слоистой композитной заготовки. Способ далее включает стадию складывания слоистой композитной заготовки. Способ далее включает стадию сборки второй композитной заготовки и сложенной слоистой композитной заготовки для образования композитной конструкции. Материал из рубленых волокон образует заполнитель зазора в композитной конструкции. Заполнитель зазора принимает форму композитной конструкции, окружающей заполнитель зазора. Способ также включает стадию обработки композитной конструкции.

В другом варианте осуществления изобретения предложен способ получения композитной конструкции, имеющей один или более заполнителей зазора и один или более промежуточных слоев. Способ включает стадию нанесения слоя заполнителя зазора, представляющего собой материал из рубленого волокна разной толщины, на первый несущий слой, содержащий композитное ребро. Способ также включает стадию получения слоистой композитной заготовки укладкой первого несущего слоя на множество композитных слоев для получения первой композитной заготовки, при этом первый несущий слой расположен между слоем заполнителя зазора на основе рубленых волокон и первой композитной заготовкой. Способ далее включает стадию укладки второго несущего слоя, содержащего композитное ребро с множеством композитных слоев для получения второй композитной заготовки. Способ также включает стадию сборки слоистой композитной заготовки и второй композитной заготовки для получения композитной конструкции. Материал из рубленого волокна образует в композитной конструкции один или более заполнителей зазора и один или более промежуточных слоев. Материал из рубленого волокна содержит тот же материал, который содержится в композитной конструкции, или содержит материал, совместимый с материалом, содержащимся в композитной конструкции. Способ также включает стадию обработки композитной конструкции.

В другом варианте осуществления изобретения предложена система получения композитных конструкций. Система включает слоистую композитную заготовку. Слоистая композитная заготовка содержит первую композитную заготовку, содержащую первую укладку композитных слоев и имеющую поверхность первого слоя. Слоистая композитная заготовка также содержит слой заполнителя зазора из рубленых волокон, нанесенный на поверхность первого слоя. Слой заполнителя зазора из рубленых волокон содержит материал разной толщины из рубленых волокон. Система также включает устройство обработки композитного материала, предназначенное для складывания слоистой композитной заготовки. Система также включает вторую композитную заготовку, содержащую вторую укладку композитных слоев. Вторую композитную заготовку собирают со сложенной слоистой композитной заготовкой для получения композитной конструкции. Система также включает по меньшей мере один заполнитель зазора, образованный в композитной конструкции. Заполнитель зазора формируют из рубленых волокон, содержащих такой же материал или материал, совместимый с материалом, составляющим композитную конструкцию, окружающую заполнитель зазора. Заполнитель зазора является квазиизотропным и принимает форму композитной конструкции, окружающей заполнитель зазора. Система также включает по меньшей мере один промежуточный слой, образованный в композитной конструкции. Промежуточный слой получают из рубленых волокон. Система также включает устройство с вакуумным мешком и отверждающий аппарат для обработки композитной конструкции.

Признаки, функции и преимущества, рассмотренные выше, могут быть достигнуты независимо в различных вариантах осуществления данного изобретения или могут сочетаться еще и в других вариантах осуществления, подробности которых видны из представленного ниже описания и чертежей.

Краткое описание чертежей

Настоящее изобретение легче воспринимается из представленного ниже подробного описания и прилагаемых чертежей, на которых представлены предпочтительные и иллюстративные варианты осуществления не обязательно в масштабе, в том числе:

на фиг. 1 показан вид в перспективе иллюстративного воздушного судна, который может содержать одну или более композитных конструкций с заполнителем зазора, которые могут быть получены по одному или нескольким вариантам осуществления системы и способа согласно настоящему изобретению;

на фиг. 2 показана блок-схема производства воздушного судна и способа обслуживания;

на фиг. 3 показана функциональная схема воздушного судна;

на фиг. 4А показан вид спереди слоистой композитной заготовки, которая может применяться в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 4В показано фронтальное частичное сечение слоистой композитной заготовки, которая может применяться в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению, и в котором показано, что слоистая композитная заготовка расположена под формой, образующей оснастку;

на фиг. 4С представлен увеличенный вид материала из рубленых волокон, показанных в круге 4С фигуры 4В;

на фиг. 4D показано фронтальное частичное сечение другого варианта слоистой композитной заготовки с несущим слоем, которая может применяться в одном из вариантов системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 5 показано фронтальное упрощенное частичное сечение слоистой композитной заготовки, которая может применяться в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению, и в которой показано, что слоистая композитная заготовка сложена с штыревой частью узла формующей оснастки;

на фиг. 6 показано фронтальное упрощенное частичное сечение слоистой композитной заготовки, которая может применяться в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению, и в котором показано, что штыревую часть узла формующей оснастки удаляют после складывания;

на фиг. 7А показано фронтальное частичное сечение сложенной слоистой композитной заготовки, собранной со второй композитной заготовкой для получения варианта композитной конструкции, который может быть получен в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 7В показано частичное фронтальное сечение сложенной слоистой композитной заготовки, собранной со второй композитной заготовкой и несущим слоем с получением другого варианта композитной конструкции, которая может быть получена в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 8 показано фронтальное сечение варианта осуществления композитной конструкции, которая может быть получена в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 9 показан вид в перспективе другого варианта композитной конструкции, которая может быть получена в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 10А показано фронтальное сечение варианта осуществления J-образного стрингера, который может быть получен в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 10В показано фронтальное сечение варианта осуществления I-образного стрингера, который может быть получен в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 10С показано фронтальное сечение варианта осуществления грушевидного стрингера, который может быть получен в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению;

на фиг. 11 показано частичное фронтальное сечение грушевидного стрингера, который может быть получен в одном из вариантов осуществления системы и способа по настоящему изобретению, и в котором показан промежуточный слой;

на фиг. 12 показано частичное фронтальное сечение многослойной панели в сборе, имеющей заполнитель скругления, которая может быть получена в одном из вариантов осуществления системы или способа по настоящему изобретению;

на фиг. 13 показана функциональная схема иллюстративного варианта системы по настоящему изобретению; и

на фиг. 14 показана блок-схема иллюстративного варианта способа по настоящему изобретению.

Подробное описание

Раскрытые варианты осуществления более полно описаны далее со ссылками на прилагаемые рисунки, в которых показаны некоторые, но не все из описанных вариантов осуществления. Конечно, может быть представлено несколько различных вариантов осуществления, и представленные здесь варианты осуществления не должны рассматриваться как ограничивающие. Скорее эти варианты осуществления представлены так, чтобы данное описание тщательно и полностью выражало объем настоящего изобретения для специалиста в данной области техники.

Согласно прилагаемым чертежам, на фиг. 1 показан вид в перспективе иллюстративного воздушного судна 10, который может включать одну или более композитных конструкций 26, имеющих заполнитель 124 зазора (см. фиг. 8) из материала 72 с рублеными волокнами (см. фиг. 4А), которые могут быть получены в одном или более вариантах системы 68 (см. фиг. 13) и способа 200 (см. фиг. 14), описанных здесь. Как показано на фиг. FIG. 1, самолет 10 включает фюзеляж 12, носовую часть 14, кокпит 16, крылья 18, одну или более силовых установок 20, вертикальную хвостовую часть 22 и горизонтальную хвостовую часть 24. Как показано на фиг. 1, композитные конструкции 26 могут содержать стрингеры 28 в крыльях 18. Хотя самолет 10, показанный на фиг. 1, является типовым вариантом коммерческого пассажирского воздушного судна, содержащего одну или более композитных конструкций 26, идеи описанных вариантов осуществления могут применяться к другим пассажирским воздушным судам, грузовым воздушным судам, военным воздушным судам, вертолетам и другим типам воздушных судов или летательных аппаратов, а также космическим аппаратам, спутникам, ракетам-носителям, ракетам и другим аэрокосмическим судам, а также лодкам и другим судам, поездам, автомобилям, грузовым автомобилям, автобусам или другим подходящим структурам, содержащим одну или более композитных конструкций 26, имеющих заполнитель 124 зазора (см. фиг. 8) из материала 72 с рубленым волокном (см. фиг. 4А), и которые могут быть получены согласно одному или более вариантам системы 68 (см. фиг. 13) и способа 200 (см. фиг. 14), по настоящему изобретению.

На фиг. 2 показана блок-схема производства воздушного судна и способа обслуживания 30. На фиг. 3 показана функциональная схема воздушного судна 50. Согласно фиг. 2-3 варианты осуществления данного изобретения могут быть описаны в контексте производства и обслуживания воздушного судна 30, как показано на фиг. 2, и воздушного судна 50, как показано на фиг. 3. Во время предпроизводственного периода иллюстративный способ 30 может включать технические условия и проектирование 32 воздушного судна 50 и материально-техническое обеспечение 34. Во время производства осуществляется изготовление 36 компонентов и сборочных узлов и интеграция 38 систем воздушного судна 50. Затем самолет 50 может проходить сертификацию и доставку 40 для того, чтобы встать на обслуживание 42. Находясь на обслуживании 42 покупателем, самолет 50 может проходить плановое техническое обслуживание и ремонт 44 (которые также могут включать модификацию, переоборудование, переоснащение и другие подходящие виды обслуживания).

Каждый из процессов способа 30 может осуществляться или проводиться компанией-интегратором систем, третьей стороной и/или компанией-оператором (например, покупателем). Для целей данного описания компания-интегратор систем может включать, без ограничений, любое количество производителей летательных аппаратов и субподрядчиков основной системы; третья сторона может включать, без ограничений, любое количество вендоров, субподрядчиков и поставщиков; и компанией-оператором может быть авиалиния, лизинговая компания, военное предприятие, сервисная организация и другие подходящие операторы.

Как показано на фиг. 3, самолет 50, произведенный по иллюстративному способу 30, может включать планер 52 с множеством систем 54 и интерьер 56. Примеры систем высокого уровня 54 могут включать одну или более силовых установок 58, электрическую систему 60, гидравлическую систему 62 и систему 64 жизнеобеспечения. Может быть включено любое количество других систем. Хотя показан летательный аппарат, принципы данного изобретения могут применяться в других областях, таких как автомобильная промышленность.

Способы и системы, рассматриваемые здесь, могут применяться во время любой одной или нескольких стадий способа производства и обслуживания 30. Например, компоненты или сборочные узлы, соответствующие производству 36 компонентов и сборочных узлов могут быть изготовлены или произведены такими же методами, которые производят компоненты или сборочные узлы воздушного судна 50, когда он находится на техническом обслуживании. Также один или более вариантов осуществления аппаратов, вариантов осуществления способа или их сочетание могут применяться во время производства 36 компонентов и сборочных узлов и интеграции 38 системы, например, значительно ускоряя сборку или снижая затраты на самолет 50. Также, один или более вариантов осуществления аппарата, вариантов осуществления способа или их сочетание могут применяться при техническом обслуживании воздушного судна 50, например, и без ограничений, для технического обслуживания ремонта 44.

В одном варианте описания представлена система 68 получения композитной конструкции 26 (см. фиг. 1, фиг. 8, фиг. 13), имеющей заполнители 124 зазора (см. фиг. 8), полученные из материала 72 с рубленым волокном (см. фиг. 4А). На фиг. 13 показана функциональная схема иллюстративного варианта системы 68 по настоящему изобретению.

В другом варианте описания представлен способ 200 получения композитной конструкции 26 (см. фиг. 1, фиг. 8 и фиг. 13), имеющей заполнитель 124 зазора (см. фиг. 8 и фиг. 13), образованный из материала 72, содержащий рубленое волокно (см. фиг. 4А). На фиг. 14 показана блок-схема иллюстративного варианта способа 200 по настоящему изобретению.

Как показано на фиг. 4А и 13, система 68 включает слоистую композитную заготовку 90. На фиг. 4А показан вид спереди слоистой композитной заготовки 90, которая может применяться в одном из вариантов осуществления системы 68 и способа 200 по настоящему изобретению. Слоистая композитная заготовка 90 включает первую композитную заготовку 80 (см. фиг. 4А). В предпочтительном исполнении первую композитную заготовку 80 выполняют из композитного материала 82 (см. фиг. 4В и 13), и она, предпочтительно, содержит множество композитных слоев 82а (см. фиг. 13), таких как множество первых уложенных композитных слоев, которые могут быть уложены или собраны с применением установки для сбора пакетов 83 (см. фиг. 13). Первая композитная заготовка 80 также включает первый композитный слой 82b (см. фиг. 13), имеющий поверхность 84а первого слоя (см. фиг. 4А). Первая композитная заготовка 80 также содержит вторую поверхность 84b (см. фиг. 4А). Первая композитная заготовка 80 предпочтительно содержит подвеску стрингера 80а (см. фиг. 4В, 4D).

Множество композитных слоев 82а (см. фиг. 13) предпочтительно могут быть получены из армирующего материала, окруженного и поддерживаемого матричным материалом, такого как, например, материала, предварительно пропитанного связующим веществом. Армирующий материал может содержать высокопрочные волокна, такие как стекло- или углеродное волокно, графит, ароматическое полиамидное волокно, стекловолокно или другой подходящий армирующий материал. Материал матрицы может содержать термопластические или термоусаживаемые полимерные смолы. Типовые термоусаживаемые смолы могут включать аллилы, сложные алкидные полиэфиры, бисмалеимиды (БМИ), эпоксиды, фенольные смолы, сложные полиэфиры, полиуретаны (ПУР), полимочевину-формальдегид, полимеры на основе сложного эфира цианата и сложного эфира винила. Типовые термопластические смолы могут включать керамику; жидкокристаллические полимеры (ЖКП); фторопластики, включая политетрафторэтилен (ПТФЭ), фторированный этилен пропилен (ФЭП), перфторалкокси смолу (ПФА), полихлортрифторэтилен (ПХТФЭ) и политетрафторполиэтилен-перфторметилвиниловый эфир (MFA); смолы на основе кетона, включая полиэфирэфиркетон; полиамиды, такие как найлон-6/6, 30% стекловолокно; полиэфирсульфоны (ПЭС); полиамидимиды (ПАИС), полиэтилены (ПЭ); сложные полиэфирные термопластики, включая полибутилентерефталат (ПБТ), полиэтидентерефталат (ПЭТ) и поли(фенилентерефталаты); полисульфоны (ПСУ) или поли(фениленсульфиды) (ПФС).

В данном описании "материал, предварительно пропитанный связующим веществом" означает тканое или плетеное ребро или тканеподобную ленту, например, стекловолокно или углеродное волокно, которое пропитано не отвержденным или частично отвержденным полимером, который является достаточно гибким для того, чтобы формоваться в желаемую форму, затем "отверждено", например, с помощью тепла в печи или атоклаве, для отверждения полимера с получением жесткой структуры с армированными волокнами. Множество композитных слоев 82а может быть в виде однонаправленной ленты, предварительно пропитанной связующим веществом, однонаправленной волокнистой ленты, пластиковой лентой, армированной углеродным волокном (ПАУВ) или другой подходящей лентой; пластиковым ребром, армированным углеродным волокном (ПАУВ), ребром, предварительно пропитанным связующим веществом, тканым ребром, включая тканое углеродное ребро, или другим подходящим ребром; или другим подходящим композитным материалом. Варианты осуществления заполнителя 124 зазора предпочтительно повышают нагрузку для отрыва и улучшает прочность при отрыве. В данном описании "нагрузка для отрыва" означает поперечную силу и/или момент силы, приложенные к композитной конструкции, такой как стрингер, в том месте, где композитная конструкция присоединена или приклеена к другой композитной конструкции, такой как панель или ребро обшивки, так, чтобы поперечная сила и/или момент силы могли вызвать расслаивание или отделение армирующего ребра жесткости от присоединенной композитной конструкции.

Материалы, применяемые для композитной конструкции 26, могут быть выбраны по меньшей мере частично, согласно предполагаемому применению композитной конструкции 26, например, в качестве структурной панели для воздушного судна 10 или другой аэрокосмической структуры, автомобилей, морских судов, других транспортных средств, зданий и других структур, и подобных им.

Как показано на фиг. 4А и 13, слоистая композитная заготовка 90 дополнительно содержит слой 70 щелевого заполнителя на основе рубленых волокон, нанесенный на поверхность 84а первого слоя. Как показано на фиг. 4А, слой 70 щелевого заполнителя на основе рубленых волокон имеет первую поверхность 76а и вторую поверхность 76b. Слой заполнителя зазора на основе рубленых волокон 70 предпочтительно содержит материал 72 из рубленых волокон (см. фиг. 4А), например материал из рубленого углеродного волокна. Предпочтительнее, чтобы материал 72 из рубленого волокна содержал материал из предварительно пропитанного связующим веществом рубленых длинных волокон, тонких хлопьевидных элементов разных размеров и форм. Материал из рубленых волокон может быть предварительно пропитан термоусаживаемой смолой, которая хорошо соединяется с заготовкой стрингера, или может применяться с подходящей термопластической смолой.

Материал 72 из рубленых волокон создает заполнитель 124 зазора (см. фиг. 8), который является квазиизотропным материалом 75 (см. фиг. 9). Предпочтительно, материал 72 из рубленых волокон наносят на поверхность 84а первого слоя с различной толщиной, такой как толщина t₁ (см. фиг. 4В) и толщина t₂ (см. фиг. 4В) или другой подходящей изменяющейся или переменной толщиной. Материал 72 из рубленых волокон предпочтительно содержит дискретные волокна 74 (см. фиг. 4С). На фиг. 4С представлен увеличенный вид материала 72 из рубленых волокон, показанного в круге 4С на фиг. 4В. Материал 72 из рубленых волокон предпочтительно направлен на поверхность 84а первого слоя первой композитной заготовки 80, так, что значительное количество дискретных волокон 74 (см. фиг. 4С) материала 72 из рубленых волокон направлено в заданном направлении 88 волокна (см. фиг. 4С и фиг. 13). Заданное направление 88 волокна может включать предпочтительное направление по любой оси, например, волокна могут быть ориентированы в направлении оси x, направлении оси y или направлении оси z, таком как продольное направление, направление, перпендикулярное длине, по которой, при формовании стрингера 28, он может быть сложен в областях скругления 126 заполнителя 124а скругления или лапши. Направление материала 72 из дискретных рубленых волокон может быть легче определено или проконтролировано, чем для непрерывных волокон или непрерывного ребра.

Материал 72 из рубленых волокон предпочтительно может наноситься на поверхность 84а первого слоя первой композитной заготовки 80 способом 86 нанесения рубленого волокна (см. фиг. 4А и фиг. 13). Способ 86 нанесения рубленого волокна может включать автоматизированный способ 86а нанесения (см. фиг. 13), такой как автоматизированный способ нанесения с применением робота-манипулятора, автоматизированный распылитель под давлением или другое подходящее устройство или аппарат, который может наносить или распылять материал 72 из рубленых волокон по длине первой поверхности 84а слоя первой композитной заготовки 80 с различной толщиной. Способ 86 нанесения рубленого волокна также может включать способ 86b ручного нанесения (см. фиг. 13), такой как нанесение оператором материала 72 из рубленых волокон вручную, пистолетом для напыления рубленого волокна или другим подходящим ручным устройством, которое может наносить или распылять материал 72 из рубленых волокон по длине поверхности 84а первого слоя первой композитной заготовки 80 с различной толщиной. На фиг. 4А показан материал 72 из рубленых волокон, нанесенный или напыленный с применением способа 86 нанесения рубленого волокна на поверхность 84а первого слоя первой композитной заготовки 80. Первая композитная заготовка 80 предпочтительно является практически плоской при нанесении материала 72 из рубленых волокон.

На фиг. 4В показано частичное фронтальное сечение варианта слоистой композитной заготовки 90, которая может применяться в одном из вариантов осуществления системы 68 и способа 200 по настоящему изобретению, и в этом сечении показана слоистая композитная заготовка 90, расположенная под устройством 100 обработки композитного материала, например, в виде формы, которую образует формующая оснастка 102. Как показано на фиг. 4А, материал 72 из рубленых волокон предпочтительно наносят или распыляют на поверхность 84а первого слоя первой композитной заготовки 80 по меньшей мере с двумя бугорками 78 (см. также фиг. 4А). Каждый бугорок 78, предпочтительно, имеет достаточную толщину t₂ для образования заполнителя 124 зазора (см. фиг. 7А) и для заполнения области 122 заполнителя зазора (см. фиг. 8) композитной конструкции 26.

Как показано на фиг. 4В, первая композитная заготовка 80, в форме заготовки 80а стрингера, предпочтительно имеет материал 72 из рубленых волокон, например, в виде материала из рубленого углеродного волокна, нанесенного на поверхность 84а первого слоя первой композитной заготовки 80, с разной толщиной, с помощью способа 86 нанесения рубленого волокна (см. фиг. 4А), такого как метод распыления, до получения композитной конструкции 26, такой как стрингер 28 (см. фиг. 1). Автоматизированный способ 86а нанесения (см. фиг. 13), такой как применение робота и робота-манипулятора, может применяться для нанесения материала 72 из рубленых волокон. Робот предпочтительно обеспечивает одинаковую беспорядочность волокна и достаточный контроль толщины материала 72 из рубленых волокон на первой композитной заготовке 80. Материал 72 из рубленых волокон, например, в форме предварительно пропитанного связующим веществом материала на основе рубленых углеродных волокон, предпочтительно наносят с достаточной толщиной для заполнения области 122 зазора (см. фиг. 8) композитной конструкции 26, заполняемой как только материал 72 из рубленых волокон нагреется, и формуют в виде композитной конструкции 26, такой, как форма стрингера 28. Тонкий слой материала 72 из рубленых волокон, например, в виде рубленого углеродного волокна, предпочтительно применяют в первой композитной заготовке 80, такой как заготовка стрингера 80а (см. фиг. 4В), так чтобы не создавать жесткие концы 129 (см. фиг. 8) для заполнителя 124 зазора, при получении слоистой композитной заготовки 90 (см. фиг. 4В).

На фиг. 4D показано фронтальное частичное сечение другого варианта слоистой композитной заготовки 90а с несущим слоем 92, или вуалевым споем, который может применяться в одном из вариантов осуществления системы 68 и в способе 200 по настоящему изобретению. Как показано на фиг. 4D, несущий слой 92 может иметь первую поверхность 96а и вторую поверхность 96b. Несущий слой 92, предпочтительно, содержит композитное ребро 82 с (см. фиг. 13), такое как тканое ребро из рыхлого углеродного волокна, которое может применяться на сопрягаемых поверхностях между первой композитной заготовкой 80 и слоем заполнителя зазора на основе рубленых волокон 70. Это позволяет осуществить последовательный переход поверхности от материала 72 из рубленых волокон обратно к ленточному материалу.

Как далее показано на фиг. 4D, несущий слой 92, например в виде первого несущего слоя 92а (см. фиг. 4D), может быть расположен между поверхностью 84а первого слоя первой композитной заготовки 80 и второй поверхностью 76b слоя 70 заполнителя зазора на основе рубленых волокон. Первая поверхность 96а несущего слоя 92, такого как первый несущий слой 92а, может прилегать ко второй поверхности 76b слоя заполнителя зазора на основе рубленых волокон 70, и вторая поверхность 96b несущего слоя 92, например, в виде первого несущего слоя 92а, может прилегать к первой поверхности слоя 84а первой композитной заготовки 80.

В одном варианте материал 72 из рубленых волокон может наноситься на несущий слой 92 (см. фиг. 4D), например, в виде первого несущего слоя 92а (см. фиг. 4D), либо до, либо после стадии наложения несущего слоя 92 на поверхность 84а первого слоя (см. фиг. 4D) первой композитной заготовки 80. Например, несущий слой 92 может быть расположен на поверхности 84а первого слоя первой композитной заготовки 80, и затем материал 72 из рубленых волокон может наноситься на несущий слой 92.

В другом варианте, материал 72 из рубленых волокон может наноситься на несущий слой 92 вместо первой композитной заготовки 80, включая поверхность 84а первого слоя первой композитной заготовки 80. Например, материал 72 из рубленых волокон может наноситься на несущий слой 92 в отдельном месте, затем несущий слой 92 с материалом 72 из рубленых волокон может быть перенесен или транспортирован на первую композитную заготовку 80 и расположен на поверхности 84а первого слоя первой композитной заготовки 80. В этом варианте материал 72 из рубленых волокон может наноситься на несущий слой 92 для получения слоистого несущего слоя, который затем может быть сложен и объединен со второй композитной заготовкой 98 для получения композитной конструкции 26, и затем обработан.

В другом варианте описания, слой заполнителя зазора на основе рубленых волокон 70 может быть нанесен на первый несущий слой 92а (см. фиг. 4D). Первый несущий слой 92а затем может быть сложен с множеством композитных слоев 82а (см. фиг. 13) для получения первой композитной заготовки 80 с несущим слоем 92а, который расположен между слоем заполнителя зазора на основе рубленых волокон 70 и первой композитной заготовкой 80.

Как показано на фиг. 5 и 13, система 68 также включает устройство обработки композитного материала 100, адаптированное так, чтобы складывать слоистую композитную заготовку 90. На фиг. 5 показано фронтальное упрощенное частичное сечение слоистой композитной заготовки 90, которая может применяться в одном из вариантов осуществления системы 68 (см. фиг. 13) и способа 200 (см. фиг. 14) по настоящему изобретению, и в этом сечении показано, что слоистая композитная заготовка 90 складывается с помощью штыревой части 102а формующей оснастки 102. Предпочтительно, слоистую композитную заготовку 90 нагревают с помощью нагревательного устройства 103 (см. фиг. 13) после складывания слоистой композитной заготовки 90 с помощью устройства обработки композитного материала 100.

Устройство обработки композитного материала 100 (см. фиг. 5 и 13) может включать формующую оснастку 102 (см. фиг. 5), устройство для пултрузии 142 (см. фиг. 13), устройство для экструзии 144 (см. фиг. 13), устройство для литья под давлением 145 (см. фиг. 13) или другое подходящее устройство обработки композитного материала. Как показано на фиг. 5, формующая оснастка 102 может иметь штыревую часть 102а и гнездовую часть 102b. Как показано далее на фиг. 5, штыревая часть 102а может иметь Т-образную конфигурацию 104 и продольную часть 106, сконструированную так, чтобы контактировать с площадью 108а слоистой композитной заготовки 90 и прилагать силу к площади 108а в направлении вниз d₁. Как показано на фиг. 5, такая направленная вниз сила, прилагаемая штыревой частью 102а к площади 108а, проталкивает площади 108b слоистой композитной заготовки 90 в направлении продольной части 106 штыревой части 102а формующей оснастки 102 и проталкивает угловые част