CN101448629B - 用于制造复合环形框架的方法和工具 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于制造用于航空机身的复合环形框架的方法，所述方法借助将树脂传递模塑技术应用于具有C型和L型截面的两个预成型件实现，采用两个工具(21，55)以如下步骤制造所述预成型件：制备材料；对矩形平面层板(41)进行热成形；对在第一工具(21)的直角截面的一部分上的直角截面(51)的层板进行热成形，放置弹性膜，并采用温度和真空循环处理；通过使在第二弯曲工具(55)上的直角截面(51)的所述层板进行变形并采用温度和真空循环处理，将所述预成型件在所述第二弯曲工具(55)上热成形为C型(11)和L型(13)。本发明还涉及所述工具(21，55)。

Description

用于制造复合环形框架的方法和工具
技术领域
本发明涉及一种用于借助树脂传递模塑(RTM)技术制造复合航空机身环形框架的方法，尤其涉及制造经历最终树脂注塑步骤的预成型件的方法步骤。
背景技术
在航空工业中，重强比是基本要素，且因此已经呈现从采用金属结构到采用以复合材料制造或优化的结构的趋势。
在优化所有类型的航空结构的方法中，试图最大限度地减小重量和集成最多数量的零件，以便减小装配工艺的持续时间和更小部件的处理。
在现有技术中的环形框架的制造基于经过机加工的金属结构或成型板材的金属结构进行，用经过机加工的零件增强承担最大载荷的零件。在成型板材金属的情况下，通常使用的截面由两种片材获得：一方面，制造Z型材，另一方面，制造被铆接到上述截面上的角型材或babbete(见图1a)。
上述方法具有需要长的装配时间的缺点，并且所制成的重量超过当以集成方式制作相同截面时所获得的重量。
本发明的目的在于，提供克服现有技术中的上述缺陷的方法。
发明内容
本发明提供以下各项：
1.一种用于制造用于航空机身的复合环形框架的方法，所述方法借助将树脂传递模塑技术应用于具有C型和L型截面的两个预成型件实现，其特征在于，采用层压工具(21)和热成型工具(55)以如下步骤制造所述预成型件：
a)由根据预定样式切割的片材(30)提供用于预成型件的结构材料；
b)通过以下步骤对矩形平面层板(41)进行热成形：将多层片材(30)以预定的位置和数量放置到层压工具(21)上，并施以压力和温度，使得所述片材(30)在局部区域中相互附着；
c)对来自预定尺寸的所述平面层板(41)片段的直角截面层板(51)进行热成形，所述过程通过以下步骤实现：在层压工具(21)的直角截面的部分上切割，将打算成为具有C型或L型截面的预成型件的凸缘的部分设置在其顶侧上，在层压工具(21)上固定其纵向边缘，并使得其余部分不受约束，将弹性膜放置在层压工具(21)上，并采用温度和真空循环处理；
d)通过使在热成型工具(55)上的所述直角截面层板(51)变形并采用温度和真空循环处理，将所述预成型件在所述热成型工具(55)上热成形为C型(11)和L型(13)，所述变形包括在C型预成型件情况下的第二凸缘的弯曲，
其中
用于进行步骤b)和c)的层压工具(21)其特征在于包括：中心模块(25)和两个侧模块(23)，所述中心模块(25)和两个侧模块(23)被连接在一起以进行步骤b)，并且被分离以进行步骤c)；以及加热头(31)，所述加热头(31)用于进行步骤b)的压力和温度的施加，所述中心模块(25)在其内部具有加热部件(61)，用于进行步骤c)的真空入口以及具有气动致动器的不连续的压紧板(29)，所述压紧板(29)被设置在中心模块(25)上，以在步骤c)的过程中固定层板(51)；和
用于进行步骤d)的热成型工具(55)其特征在于包括：具有榫眼(59，60)的弯曲阳模块，所述榫眼(59，60)用于分别对L型或C型层板(51)的一个凸缘和多个凸缘定位；以及多个弹性带(71)，用于在热成形过程中固定所述层板。
2.根据以上1所述的用于制造用于航空机身的复合环形框架的方法，其特征在于，用于片材(30)的预设样式包括处于+/-45°的矩形样式以及用于凸缘的单向的带状加强筋。
本发明提出一种用于制造用于航空机身的复合环形框架的方法，所述方法借助将RTM技术应用于具有C型和L型截面的两个预成型件实现，其特征在于，采用第一和第二工具以如下步骤制造所述预成型件：
由根据预定样式切割的片材制备用于预成型件的结构材料(fabric)；
通过以下步骤对矩形平面层板进行热成形：将多层片材以预定的位置和数量放置到第一工具上，并通过施以压力和温度，使得所述片材仅仅局部相互附着，即，不是在它们的整个表面上附着，而仅仅沿着设置单向带状加强筋的纵向带附着；
对来自预定尺寸的所述平面层板片段的直角截面层板进行热成形，所述过程通过以下步骤实现：在第一工具的直角截面的部分上切割，将打算成为具有C型或L型截面的预成型件的凸缘的部分设置在其顶侧上，将一个纵向边缘固定在所述工具上，并使得其余部分不受约束；将弹性膜放置在所述工具上，并施加温度和真空循环处理；
通过使在第二弯曲工具上的所述直角截面的层板进行变形并施加温度和真空循环处理，将所述预成型件在所述第二弯曲工具上热成形为C型和L型，所述变形包括在C型预成型件情况下的第二凸缘的弯曲。
本发明还涉及所提及的两种工具。
所述第一工具由结合在一起的中心模块和两个侧模块制成，以便制作所述预成型件的层板以及借助交叠进行样式的纵向连接，且它们被分离以进行对直角截面的层板进行热成形的步骤，且加热头用于施加对平面层板进行热成形的步骤的压力和温度。
所述中心模块具有加热元件、真空入口和具有气动致动器的压紧板，所述压紧板被设置在用以对直角截面的层板进行热成形的中心模块上。
所述第二工具包括弯曲的阳模块以及多个弹性带，所述阳模块以榫接分别定位L型或C型层板的一个凸缘或多个凸缘，所述弹性带用于在它们的热成形过程中固定所述层板。
借助本发明的方法，便于制造随后将以RTM方法注塑的环形框架预成型件，其具有下列优点：
具有复杂的几何形状且为一体的环形框架被制造，符合任何结构所期望满足的目标；
通过增加尺寸精度解决仅仅一侧表面加工的问题，而不会使半径有任何减小，这是因为没有使用高压釜；
改善厚度控制(实现公差≤0.2mm)，而不论这些厚度可能是什么值，并因此获得在交叠的环形框架的外凸缘和纵梁之间的良好匹配；
所述过程是重复性的，并具有短的固化周期时间，减少了所述制造过程的持续时间。
本发明的其它的特征和优点将从下面参考附图进行的示例性实施例的详细描述中获知。
附图说明
图1a示出由金属制成的环形框架的截面，图1b示出由借助本发明的方法对象所制造的复合材料制成的环形框架的截面。
图2a是用于本发明的方法对象中的第一工具的透视图。
图2b示意性地示出用于本发明的方法对象中的第一工具的部件。
图3示意性地示出用于对本发明的方法对象的平面层板进行热成形的步骤的不同阶段。
图4示意性地示出在平面层板中制成的切口，以便获得具有C型或L型截面的预成型件所需要的尺寸的层板。
图5示意性地示出用于对本发明的方法对象的平面层板进行成形的步骤的不同阶段。
图6示意性地示出用于对具有C型或L型截面的预成型件进热成形的步骤的不同阶段。
图7示出用于本发明的方法对象中的第二工具的示意性截面图。
图8和图9示出所述第一工具的中心模块的示意性截面图。
具体实施方式
下面描述根据本发明的用于以复合材料制造航空机身环形框架预成型件的方法的实施例。
待制造的截面由C型材11和L型角铁13制成，其由结构材料制成，并由下凸缘15上的单向的带状物加强，以增加惯性力矩，并因此提高了刚度。采用本发明可以获得长达8米、具有高达250mm的曲率半径的环形框架。
该方法的进行以制备制造层板所需的材料开始；从切割过程所获得的样式以每个几何尺寸成组制造，以使得切割机仅仅工作一次，从所述材料的每一块上获得所需的样式。借助该方法，不需要识别每一个零件，而只需逐步地取每个几何形状的所需数量的片材，以制造层板。
对于其零件，提供C型和L型预成型件(在每种情况下具有合适的尺寸)的层压工具21，将侧模块23连接到中心模块25。纵向夹条27被固定，定位到侧模块23上的进行层压的区域中(两个侧模块23中的任意一个对于此是合适的)。
为了开始层压层板41，层压工具21的顶部的压紧板29。然后，将片材30的矩形样式以+/-45°设置在中心模块25和选择用于制造的侧模块23的夹条27之间，所述中心模块25和侧模块23与所述样式纵向交叠。其中所涉及的所述层的轮廓尺寸、偏置、切割和交叠标记的测量借助激光投射器所表示。为了集成加强筋并使片材30交叠直到获得所述环形框架截面的整个长度，以加热头31施加压力和温度，所述加热头31可以在台33的侧部上的导向装置上移动。在层板41上方的加热头31的降低通过手动控制的气动致动来完成。加热器可以围绕Z轴旋转+45°、+90°、-90°、-45°，以便能够在情况允许时附着单向的带状物或交叠的加强筋。一旦层板41加工完成，则其在被标记的区域被切割，以白色标记标示每一个所形成的部分和对称轴，于是，清楚地，同时从同一层板41制造四个环形框架43、45、47、49。
按照图5所示的步骤，在层压工具21中进行对C型和L型预成型件进行直热成形。首先，设置分离膜53，以使得起始层板51(具有对所涉及的C型和L型预成型件进行热成形所需的尺寸)没有附着到弹性膜，并没有对材料造成污染。然后，设置压紧板29，所述压紧板29通过气动致动器迅速被固定到中心模块25上的凸出物上，所述中心模块25的悬臂仅交叠在层板41的10mm的纵向带上，并在其上充分按压，以使得其不能被弹性膜所拖曳。由于层板51具有在待加热的区域上厚度可变的纵向加强物，所以压紧板29必须是不连续的，以便连接到不同的高度。一旦压紧板29处于合适的位置，则侧模块23被小心地去除，以便不拖曳之前生成的层板41，并设置具有弹性膜的环形框架。将这种弹性硅树脂膜真空变形，承受作为工作温度的120°的温度，并延长约400％。然后，在一切装配完毕之后，进行热成形(温度+真空)处理。温度通过热成型工具施加。中心模块25具有内嵌在其中的加热部件(电阻)61，以对层板51进行加热。在热成形的过程中，这些电阻加热支撑层板51和5mm(最多)垂直区域的水平区域。为了防止垂直区域被加热，FV材料63被设置在所述工具中，在所述区域中用作绝热器。作为参考，局部待达到的温度是100℃(公差±5℃)持续20分钟。真空处理通过层压工具21的台33进行，台33以铝蜂窝板形式制成，且真空入口被置于中心模块25下面，所述中心模块25与横向支路67纵向榫接。
为了进行第二个热成形循环，采用用于C型和L型预成型件的弯曲的热成型工具55。在之前的步骤中所获得的直角截面的层板51被置于对应于C型和L型预成型件的热成型工具55上，手动使它们变形，以便将它们连接到阳模块，而没有折痕，将之前步骤中成型的凸缘首先放置到榫眼59中，然后，使得所述层板的其它部分与所述工具配合，这意味着，在C型预成型件的情况下，除去弯曲变形之外，对其它的凸缘进行热成形所需要的变形也必须采用榫眼60进行。
然后，将分离膜放置到所述预成型件上，出于理想连接的目的而进行必需的切割，且都以具有紧固夹73的弹性带71来固定，防止在半径和梁腹(web)中出现折痕。控制热偶位于所述预成型件中的每个上，并处于在第一直热成型循环中成形的凸缘中间，进入深度为大约5mm。最后，由在金属基板77(是铝的)上的铝金属片材75所形成的热成型工具55，将被放入热成形机(温度+真空处理循环)。
一旦所述预成型件被成型，则多余的部分将被切掉。
在装配中，如果必需将所述环形框架的外凸缘连接到平坦的支撑件，例如覆盖层，可以制造被置于所述环形框架上的楔形附件，通过以烙铁施加热量，将它们连接到所述凸缘。
在此，所述预成型件易于通过被称作RTM注塑的方法实现完全集成的截面的环形框架。
在由所附权利要求所限定的范围内包含的任何修改可以被引入到上述优选实施例中。

Claims (2)

1.一种用于制造用于航空机身的复合环形框架的方法，所述方法借助将树脂传递模塑技术应用于具有C型和L型截面的两个预成型件实现，其特征在于，采用层压工具(21)和热成型工具(55)以如下步骤制造所述预成型件：
a)由根据预定样式切割的片材(30)提供用于预成型件的结构材料；
b)通过以下步骤对矩形平面层板(41)进行热成形：将多层片材(30)以预定的位置和数量放置到层压工具(21)上，并施以压力和温度，使得所述片材(30)在局部区域中相互附着；
c)对来自预定尺寸的所述平面层板(41)片段的直角截面层板(51)进行热成形，所述过程通过以下步骤实现：在层压工具(21)的直角截面的部分上切割，将打算成为具有C型或L型截面的预成型件的凸缘的部分设置在其顶侧上，在层压工具(21)上固定其纵向边缘，并使得其余部分不受约束，将弹性膜放置在层压工具(21)上，并采用温度和真空循环处理；
d)通过使在热成型工具(55)上的所述直角截面层板(51)变形并采用温度和真空循环处理，将所述预成型件在所述热成型工具(55)上热成形为C型(11)和L型(13)，所述变形包括在C型预成型件情况下的第二凸缘的弯曲，
其中
用于进行步骤b)和c)的层压工具(21)其特征在于包括：中心模块(25)和两个侧模块(23)，所述中心模块(25)和两个侧模块(23)被连接在一起以进行步骤b)，并且被分离以进行步骤c)；以及加热头(31)，所述加热头(31)用于进行步骤b)的压力和温度的施加，所述中心模块(25)在其内部具有加热部件(61)，用于进行步骤c)的真空入口以及具有气动致动器的不连续的压紧板(29)，所述压紧板(29)被设置在中心模块(25)上，以在步骤c)的过程中固定层板(51)；和
用于进行步骤d)的热成型工具(55)其特征在于包括：具有榫眼(59，60)的弯曲阳模块，所述榫眼(59，60)用于分别对L型或C型层板(51)的一个凸缘和多个凸缘定位；以及多个弹性带(71)，用于在热成形过程中固定所述层板。
2.根据权利要求1所述的用于制造用于航空机身的复合环形框架的方法，其特征在于，用于片材(30)的预设样式包括处于+/-45°的矩形样式以及用于凸缘的单向的带状加强筋。
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