CN102066091A - 用于制造构件的装置和方法以及一种构件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种制造用于将飞机的机身结构内部的机身蒙皮(3)连接到环形舱(1)和纵梁(2、66)上的角件(56)的装置，其中，在具有下模和上模(34、50)的单轴压制装置中通过最初的平面的下料(6)沿至少三根折线(11-13)一次成型角件(56)，下料(6)以纤维增强的热塑性塑料构成。根据本发明，在下模(34)和上模(50)之间设置具有合页(23-25)的夹紧框架(18)，其中，需成型的下料(6)优选借助于大量圆周侧设置的(拉力-)弹簧27在边缘侧容纳在夹紧框架(18)中。此外，本发明还涉及一种借助于该装置在简单的、一次成型的压制装置中制造这种构件、特别是自稳定的角件(56)的方法，以及一种此类的构件。

Description

用于制造构件的装置和方法以及一种构件
技术领域
本发明涉及一种用于制造一种构件、特别是用于将机身蒙皮连接到飞机的环形舱壁上的角件，其中，通过在压制装置中沿至少三根折线一次变形平面的下料来成型该构件，并且该下料以纤维增强的热塑性塑料构成。
此外，本发明还涉及一种用于借助于该装置制造此类构件、特别是自稳定的角件的方法。
背景技术
在传统的铝型材构造方式的情况下飞机的机身由大量前后依次设置的以及通过环围的横向接缝连接的机身分段制成，其中，至少两个外壳分部分别与纵向接缝连接。为了节省重量，利用连接材料、特别是以碳纤维增强的塑料(CFK)制造机身分段或外壳分部。在该构造方式中CFK-机身蒙皮利用同样由CFK-异型件构成的环形舱壁在内侧面加固。在机身蒙皮的内表面的圆周上平行于机身纵向延伸设置有均匀分布的CFK-纵向加固异型件(“纵梁异型件”)。纵梁异型件可以在制造CFK-机身蒙皮时与其一体地形成。环形舱壁和机身蒙皮之间的连接利用角件(所谓的“夹紧钳”)实现。该角件主要具有用于支承在环形舱壁上的支撑腿、用于支承在机身蒙皮上的支撑腿以及用于纵梁连接的角件。该角件在环形舱壁和机身蒙皮上的连接可以可选地通过粘结、铆接、螺栓连接、焊接或以上的组合实现。
为了避免在铝制角件、CFK-环形舱壁以及CFK-机身蒙皮之间的接触区域发生腐蚀，还为了进一步减少重量，代替由倒角的铝合金板同样还可利用纤维增强的塑料材料制造角件。由于在具有碳纤维增强的热固性塑料的需要极大件数的角件(根据飞机的类型不同，直至每架飞机10000件)的制造中，由于所需的固化程序使得该制造太费时，因此使用以碳纤维增强的热塑性塑料构成的平板状半成品。
在由织物增强的热塑性塑料成型此类平板状半成品时，与常见的金属板成型不同，构件的制造(成型和加固)致力于在唯一一个成型步骤中实现，用于避免重复加热。首先加热整个下料且在超过熔融温度以后借助于位于压力机中的下模和上模成型和加固成成品构件。此外，仅利用单轴的压力机就可以实现成型，其中，上模在下模上的线性的闭合移动用于将塑化的碳纤维增强的热塑性材料带入所需的位置中。由于该要求大大限制了构件设计。如果在构件方面的设计规范需要比如多个连续的变型步骤，这在铝板成型中可以毫无问题地实现，但迄今为止还无法转换到纤维增强的热塑性平板中，这是因为整个构件必须始终完全地被熔融、即塑化，并且在接下来的成型过程(压制)中又完全地被加固，即整个工件表面都必须以足够高的压力来加载。
此外，考虑到在由热塑性的半成品成型时会强行出现所谓的“层间滑动”，即碳纤维增强的热塑性平板中的相叠的纤维层由于内侧面和外侧面的各不同的圆周直径会相互移动。由此在成型时会影响纤维增强材料的分布和完整性。
此外下料应在所谓的“自稳定”的角件中成型，该角件也可以接纳在飞机纵向上产生的力。由此避免了针对每个角件的额外的稳定元件(所谓的“稳定件”(Stabilo))的需求，该稳定件提高了重量和安装费用。
发明内容
因此本发明的目的在于，由纤维增强的热塑性塑料的平面的、平板状下料借助于特别是单轴压力机利用下模和上模制造复杂的三维构件、特别是自稳定的、一体的以及抗腐蚀的角件(所谓的“夹紧钳”(Clips))。
该目的首先通过具有权利要求1的特征的装置实现。
为了在下模和上模之间设置具有至少一个合页的夹紧框架并且将下料固定、特别是悬挂在夹紧框架中，可以将最初平面的下料在简单的、单轴压力机中的牵拉中或在变型步骤中成型为自稳定的角件，其中，形成的三根折线以大约90°的角度相交。此时完全不会形成褶皱并且不会以任何方式影响热塑性下料中的增强纤维结构的分布和完整性，从而使后续的角件具有理想的静力学特性。该下料比如从优选碳纤维增强的热塑性平板中切割下来(所谓的“有机板”)。特别是高性能热塑性塑料比如聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酰亚胺(PEI)、聚醚酮酮(PEKK)、聚苯硫醚(PPS)或上述的任意组合适合于形成包封纤维增强材料的热塑性母体。
根据一种有利的设计，借助于大量的弹性元件、特别是(拉力-)弹簧悬挂夹紧框架中的下料。由于下料在圆周侧的弹性悬挂，下料可以在塑化的状态下沿三根大致相互垂直的折线同时地得以成型，而不会形成褶皱，其中，不会妨碍层间滑动并且获得了最佳的机械强度和构件公差。
根据该装置的另一种有利的改进方法，夹紧框架设计有至少两个分部，其中，所述分部通过至少一个合页相互铰接。
由于夹紧框架的分部铰接的设计，可以通过偏转这些分部将夹紧框架位置准确地放置到下模上。在夹紧框架的所谓的“基本状态”中，所有分部都位于一个平面内，而在所谓的“成型状态”中，这些分部借助于合页相互倾斜或偏转，从而使夹紧框架能够基本上遵循下模的圆周轮廓。
根据又一种设计方法，这些分部分别被设计成大致L形。
由此使得这些分部以比如基本上与三面的金字塔一致的形状在所有面上放置在下模上，前提是相互之间具有相应的偏转。
该装置的其它有利的设计在从属权利要求中给出。
此外，本发明的目的还通过根据权利要求13所述的方法实现，该方法具有以下步骤：
a)将由纤维增强的热塑性塑料构成的平面的下料置入夹紧框架中，
b)加热下料，
c)将夹紧框架定位在下模上，以及
d)在压制装置中将下模和上模压紧到一起。
由于上述的程序方法实现了借助于简单的、特别是单轴压力机由平面的下料在拉入的成型过程中制造自稳定的角件。在成型过程结束以后还要将角件通过切割或修剪形成预设的理论轮廓。这里还要将由于层间滑动产生的倾斜的边角切割掉并且将边缘部分与用于悬挂(拉力-)弹簧所需的(保持-)孔分开。最后可以在角件中比如借助于切削的制造工艺打入固定孔。可替代的是，这也可以在成型过程之前完成。
不仅制成的成型的角件的修剪而且固定孔的打入也可以以非切削的工艺、比如以激光射线切割或水射流切割来完成。
此外，本发明的目的还通过根据权利要求19所述的构件实现。
为了以纤维增强的热塑料的塑料材料制造自稳定的角件，首先要排除结合CFK-构件的腐蚀问题。此外通过使用自稳定的角件在简化安装的同时获得巨大的重量节省，这是因为由于自稳定的特性可以取消在飞机的机身结构中用于支撑环形舱壁的额外的元件。
该装置、方法以及构件的其它有利的设计在从属权利要求中给出。
附图说明
现在参照附图根据优选的实施例详细说明本发明。其中：
图1为从现有技术中公开的通常的铝制连接角件(所谓的“夹紧钳”)，
图2为以纤维增强的热塑性材料构成的用于后续成型的下料，
图3为带有悬挂的下料的夹紧框架的俯视图，
图4为下模的立体视图，
图5为具有定位好的夹紧框架和下料的下模，
图6为上模的立体视图，以及
图7为成型的自稳定的角件的立体视图。
附图中相同的构造元件分别具有相同的附图标记。
具体实施方式
图1展示了从现有技术中公开的(铝制-)角件(所谓的“夹紧钳”)，其由合适的、高强度的铝合金材料通过在压制装置或倒角装置中的至少一个成型步骤制成。
飞机的机身结构内部的环形舱壁1，纵向加固件、特别是纵梁2，以及机身蒙皮3通过铝制角件4在交叉区域中分别地相互连接。在所示的实施例中通过大量的铆钉5实现上述部件以形成交叉点的方式的机械连接。
图2展示了最初的平面的、以合适的纤维增强的热塑性材料构成的下料，其用于随后的借助于根据本发明的装置的变型。
由最初平面的、优选利用碳纤维增强的热塑性塑料制成的纤维增强的平板构成的下料6具有外轮廓7，该外轮廓7以形成环围的边缘部分9的方式包围内轮廓8。在内轮廓8和外轮廓7之间产生的边缘部分9中打入大量的(保持-)孔，其中的一个(保持-)孔代表所有其它的位于边缘部分9中的孔以附图标记示出。边缘部分9中的孔10仅用于借助于(拉力-)弹簧将下料6弹性地悬挂在夹紧框架中。位于内轮廓8内部的孔之后在成型过程结束之后才打入下料6或角件中并且用于与飞机的机身的结构元件(舱壁、纵梁、机身蒙皮)进行连接。
下料6的成型沿三个以点划线示出的折轴或折线11至13实现。通过折线11至13的划分获得了两个(后来的)舱壁法兰14、15，(后来的)蒙皮法兰16以及(后来的)支撑法兰17或纵梁法兰。两个舱壁法兰14、15用于将舱壁连接到通过变型下料6产生的角件上，而通过蒙皮法兰16确保了与机身蒙皮的连接。支撑法兰17用于接纳在飞机纵向上、即平行于纵梁作用的力且因此承担所谓的“稳定件”的任务。此外，支撑法兰17和纵梁之间的连接可以考虑比如通过铆接实现。
从示图中还可见分别在折线11至13的两侧延伸的、未以附图标记示出的直线，这些直线表示后来的变型区域(参见图7)，其中，在折线11的两侧延伸的直线具有一种曲度，使得由此同样略微弯曲的蒙皮法兰16在理想情况下在所有平面上贴靠在弯曲的机身蒙皮的各安装地点上。折线11、12在一条直线上延伸或者平行地稍微相互错开，而折线13以与两条折线11、12成大约90°的角度延伸。
图3描绘了在平面的、未折叠的所谓“基本状态”中的带有悬挂的图2的下料6的夹紧框架。
下料6弹性地悬挂在夹紧框架18中。夹紧框架18以四个分段或分部19至22构成，其相互之间利用三个合页23至25铰接。合页23至25的带体分别通过两条虚线在分部的区域中示出。通过合页23至25可以将分部19至22在通过三个黑色双箭头26示出的方向上分别相互偏转直至120°，其中，分部19至22在图3的基本状态中相互分别包围0°的角度。
四个分部19至22中的每一个分部都具有从上方观察的大致L形构造并且比如由具有矩形横截面几何造型的金属扁平型材构成。
为了弹性地悬挂下料6，优选使用大量(拉力-)螺旋弹簧，其中一个弹簧27代表其余的弹簧以附图标记示出。(拉力-)弹簧27围绕下料6的外轮廓7分布设置。为了固定弹簧27比如使用螺栓，其中一个螺栓28以附图标记示出。(拉力-)弹簧27的一端借助于螺栓固定在夹紧框架18的分部19中，而弹簧27的远离于螺栓的另一端悬挂在下料6的孔10中。(拉力-)弹簧27也可以直接固定在分部19至22的孔中。
折线11至13与合页23至25的三个偏转轴29至31大致一致。弹簧在夹紧框架18上的固定优选如此实现，即在夹紧框架18的上侧面和下侧面上不出现隆起或增厚处。这可以比如通过使用具有机械螺纹的沉孔螺栓实现。可选择的是，螺栓也可以同时作为朝下文描述的下模的间隔件，从而使下模不会到达朝夹紧框架的平齐的终端(Abschluss)。
代替(拉力-)弹簧还可以使用其它的弹性元件，比如橡皮筋或其组合。此外，也可以使用非弹性的金属丝、钉子或由记忆金属制成的金属丝将下料固定在夹紧框架18中。合页25的偏转轴31被设计为以具有圆锥形头部的螺栓33作为导向件。导向件用于参照下面在图4中展示和描述的装置的下模准确地对齐夹紧框架18。代替螺栓33也可以使用销钉或类似物作为导向件。
在图3中描绘的夹紧框架18的“基本状态”中，两个偏转轴29、30相互包围出0°或180°的角度，即所述轴29、30相互平行地延伸。与此相反，偏转轴31以相对于两个偏转轴29、30大约90°的角度延伸。
图4描绘了用于该装置的下模的立体视图。
如从图4可见，下模34(基本金字塔)具有近似于具有三个相同倾斜的且分别相同大小的侧表面35至37的三面金字塔的上部的几何构造，这三个侧表面在所示的实施例中分别相互垂直并且显示出等边三角形。下模的三个侧表面35至37共同延伸到假想的、未以附图标记示出的顶点中。此外，在下模34上固定有可拆卸的套接件38，其具有用于下料6的三个支承面39至41。支承面39至41的上端部区域形成大致等边四面体，这是因为支承面39至41平行于下模34的侧表面延伸。套接件38的支承面39至41相互可以以与90°略微有所不同的角度设置。因此支承面39至41不再平行于侧表面35至37延伸并且可以以不同于90°的角度相互延伸的法兰制造角件。
此外，不仅下模24而且套接件38可以具有近似任意的、不同于四边形的几何构造-该几何构造比如可以等于金字塔的表面的一个部分-并且该几何构造使得下模34(连同套接件38)以及上模能够无咬边地分离。上模的几何构造(参见图6)必须遵循带有套接件38的下模34的造型，同时夹紧框架18的铰接的分部的数量和造型也要与此相匹配。
套接件38在从未示出的固定件上松开之后可从下模34上拆卸下来。由此该套接件38可以在必要时较容易地以具有不同设置的支承面的套接件来更换，其中，这些支承面比如以不同于90°的相互间的角度延伸，用以制成具有可选的几何构造的连接角件。支承面39至41分别平行于侧表面35至37延伸。支承面39至41限定了需由平面的下料6成型的角件的内侧面。此外，在侧表面35至37上设置大量的突出的间隔保持件，其中一个间隔保持件42作为代表以附图标记示出。间隔保持件用于参照侧表面35至37以及形成自身的成型表面的支承面39至41将夹紧框架18均匀地保持在大致相等的水平高度上。为此，不仅间隔保持件而且支承面39至41具有大致同一高度43或与侧表面35至37的同一距离。此外，在侧表面35至37上还设置两个保持板44、45。保持板44、45垂直于侧表面35、37并且用作夹紧框架18、特别是用于分部20和21的“支承台”或间隔件。保持板44、45的未标记的端部部分内侧具有以45°的角度延伸的端部倒角46、47，所述端部倒角以形成缝隙48的方式逐段地相互平行间隔地限定。在外侧，保持板44、45的端部部分在斜切面上成直角地接合，从而获得具有近似正方形造型的凹口49，该凹口使得将设置在夹紧框架18上的螺栓33上入或引入缝隙48中变得容易。通过引入缝隙48中的螺栓33将贴合在保持板44、45上的夹紧框架18水平精确地相对于下模34对齐。为此在螺栓33和缝隙48之间存在较轻的、较小的压力配合(Pressschluss)。下模34优选由铝合金或高热固性的钢合金构成。
图5展示了带有贴合的夹紧框架的图4的下模，其中，通过加热完全塑化的以及已经部分成型的下料弹性地悬挂在夹紧框架中。图5相对于图4的示图大致以90°围绕高度轴(z轴)向右转动。
下料6比如借助于(拉力-)弹簧弹性地悬挂在夹紧框架18中。下料6在夹紧框架18中的弹性夹紧通过大量的(拉力-)弹簧实现，这些(拉力-)弹簧的一侧固定在夹紧框架18的分部19至22上并且它们的另一端分别悬挂在下料6内部的孔中。下料6中的一个孔10以及在其中悬挂的弹簧27代表余下的孔和弹簧以附图标记示出。
夹紧框架18优选如此贴合在下模34上，使得分部19至22贴合在对应的侧表面35至37的至少三个升高的间隔保持件上并且被均匀地支撑，其中一个间隔保持件42代表所有的间隔保持件以附图标记示出。
可替代的是，间隔保持件42和所有其它的间隔保持件可以分级地或无级地进行高度调节。高度可调性可以比如通过具有定义的材料厚度或具有用于无级可调性的螺纹的相叠分层的附加实现。间隔保持件42可以调节到相比于套接件38的支承面39至41更小的高度，用以实现舱壁法兰14、15、蒙皮法兰16以及支撑法兰17之间的不同于90°的角度。
夹紧框架18的两个下部的分部20和21还至少部分地贴合在保持板44、45上。固定在夹紧框架18的止挡件32中的螺栓33在保持板44、45之间的缝隙48中引导，由此得出了下料6相对于下模34以及特别是相对于图5中被遮挡的限定形状的支承面39至42的定位，该定位是准确的且尤其是针对角件的系列制造能够可靠地复制。限定形状的支承面的外缘通过三个成直角在一个点上相交的虚线表示。升高的间隔保持件结合同样升高的支承面(参见图4)确保了在夹紧框架18和下料6之间的同一水平高度。内轮廓8通过环围的点划线、包括之后的成型角件内部的固定孔的大体位置表示。在图5中展示的夹紧框架18的“成形状态”中，在分部20、21和分部20、19以及分部21、22之间分别存在大约90°的角度。夹紧框架18的分部19至22相互之间的角度位置通过合页23至25实现。
图6展示了根据本发明的成型装置的上模从下方看的立体仰视图。
上模50是一体成形的。上模50可以比如由一块铝合金、钛合金或高热固性的钢合金经切削加工而成。
上模50具有限定形状的凹部51，该凹部还具有三个内表面52至54。凹部51对应于下模34上的套接件38的支承面39至41并且限定后来需成形的(连接-)角件的最终的外表面。下模34的内表面52至54大致垂直地相交于假象的交点55。为了完成角件将上模50放置到带有夹紧的下料6的下模34(参见图5)上并且随后在(未示出的)通过应用压力使角件整体化的单轴压制装置中将整个造型压缩到一起。这里，下料6的边缘一侧的弹性悬挂实现了层间滑动以及无折叠地成型。
在压制过程结束以后，还必须将成型的角件带入预设的理论轮廓中，这通常通过在所有面上的修剪和裁切实现。此外，还需要设置用于将成型的角件机械固定在飞机的机身结构内部的孔。这些孔可以比如以切削的方式打入制成的角件的支撑腿(Schenkel)中。可替代的是，不仅下模34而且上模50都可以具有集成的加热装置，用以减缓下料的冷却。加热装置可以是电气的或借助于加热的气态或液态的物质作用。
下模34作为根据本发明的装置的一部分固定在图中未示出的单轴压制装置的压制台上，而上模50在下模34的对面容纳在压制装置的冲头上。
图7在另一透视图中展示了完全成型以及裁切或修剪成自稳定的(连接-)角件56的下料6。角件56具有两个舱壁法兰14、15以及一个蒙皮法兰16和一个支撑法兰17。
如果角件56比如要被安装在飞机的机身结构的尾部区域中，则可能需要将舱壁法兰14和蒙皮法兰16之间的角度设计得大于90°。在这种情况下还需要将舱壁法兰15、支撑法兰17以及蒙皮法兰16之间的角度设计得不同于90°。
如图7所示，一方面舱壁法兰14、15的平面与另一方面蒙皮法兰16以及支撑法兰17的平面可以大致相互垂直。也可以采用不同的角度值。
舱壁法兰14、15可以位于一个平面内或具有高度差并且以大约45°的斜切面相互连接以形成缝隙57。与图7不同该角度同样可以不同于45°。
支撑法兰17确保了飞机的机身结构中的角件56的自稳定性，由此可以由角件56接纳在飞机的纵向上(平行于纵梁)的力。在分别大致相互垂直的法兰或支撑腿表面16和17以及14、15之间的假想的相交区的范围中具有四角形的凹口58，该凹口原则上还可以具有与此不同的几何构造。
蒙皮法兰16具有整体上直角的造型，而支撑法兰17具有近似三角形形状。两个舱壁法兰14、15的表面延伸分别对应于具有略微倾斜的倒角的长方形。
不仅在两个舱壁法兰14、15中而且在蒙皮法兰16中设置有大量孔，其中一个孔59代表余下的孔以附图标记示出。蒙皮法兰16、舱壁法兰14、15以及支撑法兰17中的(固定-)孔用于通过铆接或螺栓连接机械地固定飞机的机身结构内部的角件56。可代替的是，角件56也可以被粘结，由此使结构弱化的(固定-)孔变得可有可无。由成型过程产生的三个变型区域60至62分别成空腔状并且可以相对于坐标系统63的轴部分地直线地、一维或二维地弯曲延伸。由此实现了在飞机的通常二维(球形)弯曲的机身结构或机身蒙皮内部的角件56的最佳位置。蒙皮法兰16可以具有点缀物(Durchsetzung)64或卷边，用以在不考虑舱壁66的舱壁法兰65的材料厚度的情况下确保蒙皮法兰16尽可能在所有面上支承在未示出的、位于坐标系统63的xy-平面内的机身蒙皮上。
为了实施根据本发明的方法，在第一方法步骤a)中将由纤维增强的热塑性塑料制成的下料6弹性地悬挂在位于平面的基本状态中的具有大量设置在圆周侧上的拉力弹簧的夹紧框架18上。下料6已经具有之后的角件56连同用于设置图7中未标记的保持孔的边缘部分9的大致的(圆周-)轮廓。(保持-)孔(参见特别是图3)用于将下料6固定在夹紧框架18中。
在接下来的方法步骤b)中，下料6在加热装置中均匀地在其整个表面延伸上进行加热，即加热到至少热塑性塑料材料的母体的塑化温度上。作为加热装置可以比如使用加热器或常见的加热炉。为此针对用于制造角件的高性能热塑性塑料需要高于250℃的温度。
在方法步骤c)中将带有悬挂的下料6的夹紧框架18放置到已经设置在合适的压制装置的压制台上的下模34上，其中，夹紧框架18的分部19至22优选与下模34的间隔保持件完全接触。分部19至22在下模34上的放置通常由于夹紧框架18的分部19至22的自重自主地实现，但也可以借助于手工工具实施。在该方法阶段中夹紧框架18位于所谓的成形状态中并且下料6已经获得了向之后的角件的最终几何构造方向的第一个部分成型。在随后的方法步骤d)中压制机行驶到一起并且与下模34相面对设置在单轴压制装置的冲头上的上模50以较高的压紧力按压到下模34上，用以完成下料6成为制成的角件的变型过程、包括整体化。加热装置优选位于压制装置内部或直接位于压力装置旁，用以避免下料6由于较长的行驶路程而冷却。
在压制装置中的成型过程同时还以制造略微倾斜的边棱(所谓的“书本效应”)的方式实现了角件56的纤维增强结构内部的层间滑动。在冷却之后通过裁切边棱将到角件56带入所需的理论轮廓，由此还同时除去了倾斜的边棱。
固定孔优选在成型过程之后打入角件56中，也可以已经在仍平面的下料6中打入固定孔。
实施该方法的中心思想在于，在加热下料6和通过将下模34和上模50压紧到一起的实际成型过程之间尽可能经过较少的时间，用以最大程度地防止下料6冷却到塑化点以下。
为此将用于调节已经弹性悬挂在夹紧框架18中的下料6的温度的加热装置优选直接设置在压制装置内部的下模和上模34、50旁，或尽可能紧靠压制装置设置。
因此，根据本发明的连接角件可以以相对简单、成本低廉、单轴作用的压制装置或压制机快速地以及以具有较大的尺寸精确度以及复制可能性的较大的批量制成。
附图标记
1   环形舱壁
2   纵梁
3   机身蒙皮
4   (铝制-)角件
5   铆钉
6   下料
7   外轮廓(下料)
8   内轮廓(角件)
9   边缘部分
10  孔(边缘部分)
11  折线
12  折线
13  折线
14  舱壁法兰
15  舱壁法兰
16  蒙皮法兰
17  支撑法兰
18  夹紧框架(可多重折叠)
19  分部(框架分部)
20  分部(框架分部)
21  分部(框架分部)
22  分部(框架分部)
23  合页
24  合页
25  合页
26  双箭头
27  (拉力-)弹簧
28  螺栓
29  偏转轴(合页)
30  偏转轴(合页)
31  偏转轴(合页)
33  螺栓(带有圆锥形头部)
34  下模
35  侧表面
36  侧表面
37  侧表面
38  套接件
39  支承面
40  支承面
41  支承面
42  间隔保持件
43  高度(间隔保持件)
44  保持板
45  保持板
46  端部边棱(保持板)
47  端部边棱(保持板)
48  缝隙
49  凹口(保持板之间)
50  上模
51  凹部
52  内表面
53  内表面
54  内表面
55  相交点(-区域)
56  角件
57  缝隙
58  凹口
59  (固定-)孔
60  变型区域
61  变型区域
62  变型区域
63  坐标系
64  咬边
65  纵梁法兰
66  纵梁
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.一种制造构件、特别是用于将机身蒙皮(3)连接到飞机的环形舱壁(1)上的角件(56)的装置，其中，所述构件通过在压制装置中沿至少三根折线(11-13)一次变形平面的下料(6)得以成型，并且下料(6)以纤维增强的热塑性塑料构成，其中，在下模(34)和上模(50)之间设置夹紧框架(18)并且下料(6)固定在夹紧框架(18)中，夹紧框架(18)由至少两个分部(19-22)构成，所述至少两个分部利用至少一个合页(23-25)相互铰接，以及夹紧框架(18)能够通过偏转至少两个分部(19-22)放置到下模(34)上。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述下料(6)借助于大量弹性元件、特别是弹簧(27)悬挂在夹紧框架(18)中。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于，所述夹紧框架(18)由至少四个分部(19-22)构成，其中，分部(19-22)通过至少一个合页(23-25)相互铰接。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的装置，其特征在于，所述至少四个分部(19-22)分别设计成大致L形。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的装置，其特征在于，合页(23-25)的偏转轴(29-31)在夹紧框架(18)的成形状态中相互之间分别包围出直至120°的角度。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的装置，其特征在于，在夹紧框架(18)的平面的基本状态中至少两个偏转轴(29、30)大致相互平行地延伸并且至少一个偏转(31)大致垂直于所述至少两个偏转轴(29、30)延伸。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的装置，其特征在于，下模(34)基本上具有多面体形状、特别是四面体形状。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的装置，其特征在于，下模(34)具有大量的用于夹紧框架(18)的突出的间隔保持件(42)，用以在夹紧框架(18)和下模(34)的至少三个侧表面(35-37)之间调节限定的高度(43)。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的装置，其特征在于，在下模(34)上设置用于夹紧框架(18)的导向装置、特别是两个保持板(44、45)，其中，能够将设置在夹紧框架上的导向件、特别是螺栓(33)带入所述导向装置中。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的装置，其特征在于，下模(34)包括具有用于下料(6)的至少三个支承面(39-41)的套接件(38)。
11.一种利用根据权利要求1至10中至少一项所述的装置制造构件、特别是用于将机身蒙皮(3)连接到飞机的环形舱壁(1)上的角件(56)的方法，包括以下步骤：
a)将由纤维增强的热塑性塑料构成的平面的下料(6)置入具有至少一个合页(23-25)的夹紧框架(18)中，
b)加热下料(6)，
c)将具有至少一个合页(23-25)的夹紧框架(18)定位在下模(34)上，其中，夹紧框架(18)通过偏转分部(19-22)放置到下模上，以及
d)在压制装置中将下模(34)和上模(50)压紧到一起。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，夹紧框架(18)在下模(34)上的设置通过在成形状态中偏转夹紧框架(18)的至少四个相互铰接的分部(19-22)实现。
13.根据权利要求11或12所述的方法，其特征在于，首先将夹紧框架(18)的第一和第二分部(20、21)敷设到下模(34)上，然后将第三和第四分部(19、22)敷设到下模(34)上。
14.根据权利要求11至13中任一项所述的方法，其特征在于，在平面的下料(6)中设置大量的凹口、特别是孔(10)且随后将下料(6)弹性地、特别是利用大量弹簧(27)悬挂在夹紧框架(18)中。
15.根据权利要求11至14中任一项所述的方法，其特征在于，切割角件(56)和/或设置固定孔(59)。
说明或声明(按照条约第19条的修改)
PCT第19条修改声明
1.新提交的权利要求1基于原始权利要求1和原始公开的特征：夹紧框架由至少两个铰接的分部构成以及夹紧框架能够通过偏转所述至少两个分部敷设到下模上。这些特征在原始提交的说明书第3页第33和35行以及第4页第1至3行中原始公开。
新提交的权利要求2至15与原始提交的权利要求2至15相同。
原始提交的权利要求16至18被删除。
2.本发明的新提交的权利要求1相对于检索到的对比文件D1(US4744848)不仅具有新颖性还具有创造性。本发明的新提交的权利要求1与对比文件D1的区别在于，夹紧框架能够通过偏转所述至少两个分部放置到下模上。与此相反，对比文件D1中描述了一种框架，其设置在上模和下模的闭合区域以外。从D1的观点来看，将框架放置到下模上从技术上是毫无意义的，因为D1的框架的分部在成型原始构件期间必须自由移动。因此本领域技术人员从D1中无法得出根据本发明的框架在下模上的放置。因此本发明的新提交的权利要求1相对于对比文件D1不仅具有新颖性而且具有创造性。

Claims (18)

1.一种制造构件、特别是用于将机身蒙皮(3)连接到飞机的环形舱壁(1)上的角件(56)的装置，其中，所述构件通过在压制装置中沿至少三根折线(11-13)一次变形平面的下料(6)得以成型，并且下料(6)以纤维增强的热塑性塑料构成，其特征在于，在下模(34)和上模(50)之间设置具有至少一个合页(23-25)的夹紧框架(18)并且下料(6)固定、特别是悬挂在夹紧框架(18)中。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述下料(6)借助于大量弹性元件、特别是弹簧(27)悬挂在夹紧框架(18)中。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于，所述夹紧框架(18)由至少四个分部(19-22)构成，其中，分部(19-22)通过至少一个合页(23-25)相互铰接。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的装置，其特征在于，所述至少四个分部(19-22)分别设计成大致L形。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的装置，其特征在于，合页(23-25)的偏转轴(29-31)在夹紧框架(18)的成形状态中相互之间分别包围出直至120°的角度。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的装置，其特征在于，在夹紧框架(18)的平面的基本状态中至少两个偏转轴(29、30)大致相互平行地延伸并且至少一个偏转(31)大致垂直于所述至少两个偏转轴(29、30)延伸。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的装置，其特征在于，下模(34)基本上具有多面体形状、特别是四面体形状。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的装置，其特征在于，下模(34)具有大量的用于夹紧框架(18)的突出的间隔保持件(42)，用以在夹紧框架(18)和下模(34)的至少三个侧表面(35-37)之间调节限定的高度(43)。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的装置，其特征在于，在下模(34)上设置用于夹紧框架(18)的导向装置、特别是两个保持板(44、45)，其中，能够将设置在夹紧框架上的导向件、特别是螺栓(33)带入所述导向装置中。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的装置，其特征在于，下模(34)包括具有用于下料(6)的至少三个支承面(39-41)的套接件(38)。
11.一种利用根据权利要求1至10中至少一项所述的装置制造构件、特别是用于将机身蒙皮(3)连接到飞机的环形舱壁(1)上的角件(56)的方法，包括以下步骤：
a)将由纤维增强的热塑性塑料构成的平面的下料(6)置入具有至少一个合页(23-25)的夹紧框架(18)中，
b)加热下料(6)，
c)将具有至少一个合页(23-25)的夹紧框架(18)定位在下模(34)上，其中，夹紧框架(18)通过偏转分部(19-22)放置到下模上，以及
d)在压制装置中将下模(34)和上模(50)压紧到一起。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，夹紧框架(18)在下模(34)上的设置通过在成形状态中偏转夹紧框架(18)的至少四个相互铰接的分部(19-22)实现。
13.根据权利要求11或12所述的方法，其特征在于，首先将夹紧框架(18)的第一和第二分部(20、21)敷设到下模(34)上，然后将第三和第四分部(19、22)敷设到下模(34)上。
14.根据权利要求11至13中任一项所述的方法，其特征在于，在平面的下料(6)中设置大量的凹口、特别是孔(10)且随后将下料(6)弹性地、特别是利用大量弹簧(27)悬挂在夹紧框架(18)中。
15.根据权利要求11至14中任一项所述的方法，其特征在于，切割角件(56)和/或设置固定孔(59)。
16.一种构件、特别是自稳定的角件(56)，具有用于将机身蒙皮(3)连接到飞机的环形舱壁(1)上的两个舱壁法兰(14、15)、一个蒙皮法兰(16)以及一个支撑法兰(17)，所述构件借助于根据权利要求1至10中任一项所述的装置和/或根据权利要求11至15中任一项所述的方法制造，其特征在于，角件(56)由纤维增强的热塑性塑料材料构成。
17.根据权利要求16所述的构件，其特征在于，变型区域(60-62)相互之间分别包围出60°至120°之间的角度。
18.根据权利要求16或17所述的构件，其特征在于，变型区域(60-62)相互之间分别包围出90°的角度。
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