CN102686381B - 用于制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳的装置和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳（16）的装置和方法，所述机身外壳设有多个彼此间隔地设置的桁条（14），以用于加固，所述装置包括具有不同长度的多个支承壁（2）的基架（1），以用于形成用于待制造的机身外壳（16）的拱起的装配面（3），其中，在装配面（3）上安装有多个向径向外部延伸的可纵向调节的执行器（4），在所述执行器的远侧的端部上分别固定有用于容纳桁条（14）的成型凹槽（6），所述成型凹槽与可弯曲的中间元件（7）和/或其他成型凹槽（6）相互连接，以用于形成真空密封地封闭的型面（8）。

Description

用于制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳的装置和方法

技术领域

本发明涉及一种用于制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳的装置以及方法，所述机身外壳设有多个彼此相间隔地设置的桁条，以用于加固，所述装置包括用于形成用于待制造的机身外壳的拱起的装配面的基架。

本发明的应用领域尤其涉及飞行器制造。特别是具有大容积的机身的客机或运输机通常以壳式结构、特别是半壳式结构制成。在飞行器制造中，半壳式结构理解为将机身大多数情况下构造为两个壳体。将两个壳体接合在一起获得机身部段的近似圆形的或椭圆形的横截面。多个机身部段——依次用于飞机尾部、机身中部和飞机驾驶舱部分——组成飞机机身。更多地使用纤维复合材料，如玻璃纤维或碳纤维增强的塑料，以用于制造飞机机身。为了能够加固机身并且承受负载，壳体通常情况下装备有加固元件，例如T形桁条或Ω形桁条。

用于飞机机身的半壳体常常在粘合凹模、层压粘合装置(LKV)中制造，即通过在那里将纤维材料和树脂以不同的方法引入和硬化。在此，LKV给予构件相应的外部轮廓。在组装这样模制的半壳体前，常常在脱模后能够进行切屑的再加工。

背景技术

由DE 103 31 358 A1中得知一种装置，其用于有效地成批制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身壳体。为了提高机身壳体的强度，所述机身壳体设有彼此间隔地延伸的桁条。在平面的基底支架上固定有由多个不同长度的支承壁组成的闭锁件，使得所述闭锁件的端部形成半圆形，其中，上述支承壁以相对于基底支架的通过半圆形的半径预设的角度设置。在支承壁的形成半圆形的远侧的端部上固定有模块化型材，所述型材覆盖在支承壁之间的间隙，并且所述型材的外表面相应于待制造的集成的结构组件的内部轮廓的凹面。在此，支承壁的闭锁件以及模块化型材的分型部构成为使得模块化型材的接合缝分别设置在桁条的位置下方。在形成构件和辅助材料的完整结构后，适合的LKV准确配合地放置在所述装配支架上，并且将之前施加到真空膜上的环绕的密封料预压缩为，使得在真空蒙皮和LKV之间形成真空密封的密封部。随后在LKV侧将结构抽真空。

设有桁条的机身外壳借助之前说明的装置制成，通过首先将模块化型材的外表面以松弛地放置的膜覆盖。随后将通过在型材之间的间隙形成的空腔抽真空，使得所述膜被抽吸，并且保持原形地被吸入型材槽和凹部中。然后，能够将辅助材料放置到深冲的真空蒙皮/膜上。随后，将嵌入支承元件或者成型件的桁条型材置入由真空蒙皮/膜覆盖的型材槽中。

桁条的定位经由模和成型件的彼此相匹配的几何形状实现。根据制造方法，将由纤维复合材料制成的所有表层单独地或作为一组安置在桁条型材和装配支架的模块化型材的由真空蒙皮/膜覆盖的外表面上。随后，将密封料以最优的量涂覆在真空膜上。通过将具有LKV的这样准备好的结构精确匹配地移动到一起，将环绕的密封料压缩为，使得在上述真空蒙皮/膜和层压粘合装置之间形成真空密封的密封部。为了实现将完整的结构从装备装置(ARV)传送到LKV，为附加的ARV的侧通风，并且随后在LKV侧抽真空。因此，总的结构借助大气压压向LKV。最终，ARV和LKV被分开，并且转动LKV，以便然后将所述LKV供给硬化过程。

制造解决方案在大的机身外壳的相当大的张角的情况下是相当困难的。因为由于大的张角，辅助材料和桁条底面在移入层压粘合装置时借助位于其中的湿胶的蒙皮在外部位置上摩擦，使得型面必须略微较小地设计。现在为了在层压粘合装置内部传送时，桁条和辅助材料不会不受控制地横跨需要的缝隙，桁条和辅助材料限定地移近是必要的，在所述缝隙中所述桁条和辅助材料简单地与缠绕的真空膜一起被携带。

根据例如能够是所谓的Ω形桁条(罩形型材)或T形桁条的、在纵方向上的加固元件的实施方案(桁条)，出现底切部，所述底切部使ARV和LKV的分开变得不可能。在Ω形桁条中，这与型材的角和外壳的张角有关。当腔的几何形状刚好相应于桁条的几何形状时，在T形桁条中实际上立即出现底切部。现在，能够将用于容纳桁条的腔自由切割为，使得确保ARV和LKV分开。但是然后，在大的张角的情况下出现另一问题：辅助材料的固定。所述辅助材料通常情况下铺设和固定在桁条腔之间的空置区域中。如果现在将桁条腔大量地自由切割，那么几乎不再留有用于辅助材料的非常好地定位的位置。此外，支承元件的或者成型件的外部几何形状由底切角确定，也就是说，包围桁条的成型件大到使得其覆盖完整的蒙皮，即延伸直至下一桁条型材。这在制造技术上是困难的。

因此，本发明的目的是，提出一种用于制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳的装置和一种与此相符的方法，所述装置和方法适用于有效的、可再生产的批量制造，并且允许了极度弯曲的机身外壳的可靠和简单的制造。

发明内容

所述目的基于根据权利要求1的前序部分所述的装置结合其具有的特征得以实现。在方法技术上，所述目的通过权利要求9得以实现。相应地引用的权利要求说明了本发明的有利的改进方案。本发明包括下述技术原理：在装备支架的拱起的装配面上安装有多个向径向外部延伸的且可纵向调节的执行器，在所述执行器的远侧的端部上分别固定有用于容纳桁条的成型凹槽，所述成型凹槽与可弯曲的中间元件和/或其他成型凹槽相互连接，以形成真空密封地封闭的拱起的型面。

根据本发明的解决方案的优点特别是在于，桁条的定位、辅助材料的存放以及真空膜的施加现在不再能够在构件自身上实施，而是能够在单独的装备装置上实施。因此，原有的层压粘合装置不必占用装备的时长，因为桁条和真空结构的传送过程仅是相对短的制造时间份额。所有制造步骤，即将待制造的半壳体装备和放置到层压粘合装置中，能够同时进行。桁条的定位通过简单地置入根据本发明的装置的准备好的模中来实现，然后将桁条整齐地引入所述模中。真空膜不需要如至今为止以大的褶皱的方式放置，而是将所述真空膜深冲到型面的准备好的模中，或相应地预先覆盖，并且然后以真空加载。由于可纵向调节的执行器和从而造成的型面变化，特别是能够借助装备装置制造具有大的张角的机身外壳。因此，存在于具有大的张角的机身外壳的情况下的大的底切部不再阻碍脱模，并且尽管如此，由于可根据本发明调节的型面，仍然能够精确地定位。在已经硬化的桁条中甚至能够部分地或完全地省去成型件。在所谓的共固化工艺(Co-curing-Verfahren)中，成型的支承元件的外部几何形状不再与底切角有关，并且因此能够极度简化。附加地，根据本发明的解决方案可实现将通常在真空结构的情况下存在的密封缝压制到层压粘合装置上。如需要的话也能够不同程度地实施执行器的调节，因为在侧壁上通常需要比在机身外壳的中心区域中更大的补偿缝隙。在运输过程中能够准确地调节桁条施加在构件上的挤压力，使得能够排除过度挤压。例如在大的、非常重的装置的情况下，由于ARV的不被希望的弯曲可能出现过度挤压。那么在桁条上存在大的负载，这能够导致损坏。

换言之，根据本发明的装备装置由支承的基架，例如钢管、机架和拱起的型面组成，所述型面能够由塑料或金属制成的成型凹槽构成。此外，成型凹槽通过执行器、例如气动缸，可调节地装配在基架上。根据待制造的机身外壳的要求，也能够将多个成型凹槽总括地经由唯一的执行器操纵。

根据一个改进本发明的措施提出，执行器经由各相关联的铰接件可转动地装配在基架的装配面上。因此，执行器连同在端侧上安装在其上的成型凹槽能够根据所计划的额定位置简单地装配，并且在需要时再调节。然而，在正常工作时，已设定的位置保持为不可改变。这能够通过借助于夹紧机构等卡住铰接件而实现或通过在装配时的相应的长形孔而实现。

根据另一改进本发明的附加观点提出，各个成型凹槽相互沿着纵向棱边与作为可弯曲的中间元件的有弹性的带状件气密地连接。因此，能够以简单的方式产生根据本发明的装置的在径向方向上所需的柔性。

但是，替代于此，也可设想的是，将可弯曲的中间元件构成为一种铰链，其中，执行器设置用于翻转型面的在此可转动的侧壁。对于极度弯曲的机身外壳，这样的铰链必须优选设计为有弹性的，例如设计为橡胶浇注料。在执行器上，多个纵向彼此排成一列的刚性地连接的成型凹槽优选通过执行器向内翻转。在这种情况下，桁条位置的再调节能够借助在成型凹槽的变窄的模区域中的可替换的不同厚度的止动薄片实现。

根据另一改进本发明的措施提出，成型凹槽的槽底设有用于型面的真空连接部。型面设计为真空密封的，并且能够通过真空连接部以及与其连接的分配系统，根据需要产生用于真空导向的钻孔或槽/通道。

根据又一改进本发明的措施提出，成型凹槽的腔的区域具有多个彼此间隔地设置的缩小腔横截面的并且相应于待置入的桁条的额定位置的定位部段。因此，在定位部段的位置上，成型凹槽的横截面优选缩小几毫米直至在此置入的桁条的额定外部尺寸。那么，在所述位置上桁条以简单的方式被引导并且准确地定位。附加地，在定位部段的区域中也能够优选在背侧安装有用于固定桁条等的磁体。

为了能够将ARV和LKV移动到一起，必须转动LKV或者ARV。为此，在具有提升机构的平移车上的装备装置能够运动到转向的LKV下方。在第二解决方案中，ARV能够装配在提升转向站中，以便将因此转动的ARV与持续静止的LKV移动到一起。ARV和层压粘合装置的定位例如能够通过导向套筒和导向栓得以确保。在将具有待制造的机身外壳的组件的装备装置聚集到层压粘合装置中后，能够实施随后的接合过程/硬化过程，所述过程以本身已知的方式从普遍的现有技术中获得。

为了制造用于飞行器的具有前述装置的机身外壳提出下述方法步骤：

a)将所述执行器移出，以用于在传送位置中形成相应于初始位置的型面；

b)将真空膜套到所述型面上并且密封所述真空膜；

c)将预装配的辅助材料幅面粘贴到在与腔/模相邻的成型凹槽之间的区域中；

d)将所述桁条置入所述成型凹槽中，使得所述桁条与所述辅助材料幅面平行地延伸；

e)将所述执行器移入，以用于形成用于将被覆盖的型面在相关联的层压粘合装置的下方或上方间隔地定位的移入位置；

f)将所述执行器移出到所述传送位置中，以用于将被覆盖的型面按压到所述层压粘合装置的与所述型面相应地成型的配合面上；

g)解除在所述型面方面的抽真空，并且开始所述层压粘合装置方面的抽真空，以用于传送之前施加在所述型面上的结构；

h)将所述执行器移入所述移入位置中，以用于分开ARV和LKV。

附加地提出，在置入桁条的下述附加的中间步骤期间，将设有密封剂的端部件置入成型凹槽的腔/模的端部中。因此以简单的方式在所述位置上填充贯通的模。因此，在端侧上又提供有用于将密封带连接到层压粘合装置表面上的光滑的表面。

在将用于机身外壳的真空结构以根据本发明的方式准备好后，能够硬化，并且从而能够将外蒙皮和桁条在压热器中粘合。

在将用于机身外壳的真空结构以根据本发明的方式准备好后，能够硬化，并且从而能够将蒙皮和桁条压热器中粘合。在硬化后，将辅助材料和真空膜移除，并且将机身外壳从层压粘合装置中取出，并且应优选在需要时直接紧接着供给机械加工和质量检测。随后能够实施用于制造机身的装配。

附图说明

下面与本发明的优选的实施例的说明一起借助附图详细阐述改进本发明的其他方法。附图中示出：

图1示出用于制造根据第一实施形式的机身外壳的装备装置的示意的前视图；

图2示出用于制造根据第二实施形式的机身外壳的装备装置的示意的前视图；

图3示出具有集成的定位机构的示例的成型凹槽的立体视图；和

图4a-4h示出用于图解说明借助所述装置优选实施的制造方法的示意的附图顺序。

具体实施方式

根据图1，装备装置基本上由基架1组成，以用于形成拱起的装配面3，并且以用于制造抗弯刚性的底部结构。在装配面3上安装有多个向径向外部延伸的执行器4。执行器4在装配面3方面经由铰接件/长形孔5可转动地装配，并且分别在装配面远侧的端部上具有用于容纳机身外壳的未详细示出的桁条的成型凹槽6。各个成型凹槽6与可弯曲的/有弹性的中间元件7相互连接为，使得总体上形成一个真空密封地封闭的型面8。

可弯曲的中间元件7在所述实施例中构成为有弹性的带状件。

在图2中示出的实施例中，多个相邻的成型凹槽6a、6b刚性地相互连接，并且经由构成为铰链的可弯曲的中间元件7‘铰接在基架1上。

刚性地相互连接的成型凹槽6a和6b能够经由一个共同的执行器4‘在通过可弯曲的中间元件7‘生成的铰接件中转动，使得所述装备装置的两个彼此相对置的侧面部分可朝向基架1的方向翻转。

在此，基架1装配在具有提升机构的平移车9上，以便将整个装置定向，以用于相对于设置在其上的未详细示出的层压粘合装置定位。

根据图3，装置的在此由金属制成的成型凹槽6设有真空连接部10，经由所述真空连接部能够将型面8抽真空。此外，成型凹槽6的槽区域具有缩小槽横截面的定位部段11，在制造时桁条贴靠在所述定位部段上，以便使所述成型凹槽在装置内精确地定向。

在下面的附图4a至4h的顺序中，基于前述在图1中说明的装置图解说明用于机身外壳的制造步骤：

根据图4a占据装置的传送位置，在所述附图中执行器4沿箭头方向移出。因此获得相应于额定位置的拱起的型面8，其中设置在各个成型凹槽6之间的可弯曲的中间元件7张紧。

根据图4b，紧接着将型面8以真空膜12覆盖，以便将所述型面密封。

根据图4c，随后，将型面8以在相邻的成型凹槽6之间的区域中的预装配的辅助材料幅面13覆盖。

根据图4d，随后，在成型凹槽6中分别置入由碳纤维增强的塑料制成的相关联的桁条14，使得所述桁条根据实施形式和制造方法在边缘侧上与辅助材料幅面13完全不重叠、部分地重叠或完全地重叠。

根据图4e，随后，移入执行器，使得弯曲的中间元件7也松弛，以便将型面8转入移入位置中。

根据图4f，随后，在所述移入位置中，以蒙皮和可能需要的压力板或辅助材料完全覆盖的装备装置将相关联的层压粘合装置15引向所述装备装置上或所述装备装置下，并且执行器4随后再次移出到传送位置中，以便压紧覆盖的型面8，并且从而使桁条压紧在具有蒙皮15的层压粘合装置的与所述桁条相应地形成的配合面上。

在根据图4g解除在型面8方面的抽真空后，开始在层压粘合装置15方面相对置的配合面上进行抽真空。因此，将桁条和辅助材料通过大气压压到LKV上，并且因此传送给层压粘合装置15。

在图4h中图解示出的最后的方法步骤中，执行器4再次移入，以便将装置转入移入位置中(避免底切部)，从而能够使极度弯曲的机身外壳16毫无问题地脱模。

本发明不局限于用于制造用于飞行器的机身外壳的装备装置的两个前述优选的实施形式。更确切地说，在此也可以设想包括下面的权利要求的保护范围的变形方案。因此，例如还可能的是，代替气动的执行器，使用电动地驱动的线性驱动器或液压缸。同样地，也能够通过其他型面可改变的中间元件引起用于极度弯曲的机身外壳的移入位置。

要补充指出的是，“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一个”不排除多个。此外要指出的是，参考上面实施例之一说明的特征或步骤也能够与其他上述实施例的其他特征或步骤相结合地应用。在权利要求中的附图标记不视为限制。

附图标记

1  基架

2  支承壁

3  装配面

4  执行器

5  铰接件

6  成型凹槽

7  中间元件

8  型面

9  平移车

10 真空连接部

11 定位部段

12 真空膜

13 辅助材料幅面

14 桁条

15 层压粘合装置

16 机身外壳

Claims (9)

1.用于制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳(16)的装置，所述机身外壳设有多个彼此间隔地设置的桁条(14)以用于加固，所述装置包括基架(1)，其用于形成具有向外拱起的装配面(3)的有承载能力的抗弯刚性的基座，以用于正面装备待制造的所述机身外壳(16)，

其中，在所述装配面(3)上安装有多个向径向外部延伸的能够纵向调节的执行器(4)，所述执行器经由各相关联的铰接件(5)能够转动地固定在所述基架(1)的所述装配面(3)上以用于装配并且在所述执行器(4)的远侧的端部上固定有用于容纳所述桁条(14)的成型凹槽(6)，

其特征在于，多个成型凹槽(6)相互沿着其纵向棱边与作为能够弯曲的中间元件(7)的有弹性的带状件或铰链连接，以用于形成真空密封地封闭的型面(8)。

2.根据权利要求1所述的装置，

其特征在于，多个相互刚性地连接的成型凹槽(6a、6b)能够通过一个共同的执行器(4‘)调节，其中所述执行器(4‘)设置用于翻转所述型面(8‘)的能够在此转动的侧壁。

3.根据权利要求1所述的装置，

其特征在于，所述成型凹槽(6)设有用于真空导向的槽和用于所述型面(8)的真空连接部(10)。

4.根据权利要求1所述的装置，

其特征在于，所述成型凹槽(6)的槽区域具有多个彼此间隔地设置的缩小槽横截面的和相应于待置入的所述桁条(14)的额定几何形状的定位部段(11)。

5.根据权利要求1所述的装置，

其特征在于，所述基架(1)在具有提升机构或提升转动装置的平移车(9)上，以用于将层压粘合装置(15)和装备装置移动到一起，和用于所述装置的互相定位。

6.用于借助根据前述权利要求之一所述的装置制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳(16)的方法，其特征在于下述方法步骤：

a)将所述执行器(4)移出，以用于在传送位置中形成相应于初始位置的型面(8)；

b)将真空膜(12)以真空套到所述型面(8)上并且密封所述真空膜；

c)将预装配的辅助材料幅面(13)粘贴到在与腔/模相邻的成型凹槽(6)之间的区域中；

d)将所述桁条(14)置入所述成型凹槽(6)中，使得所述桁条与所述辅助材料幅面(13)平行地延伸；

e)将所述执行器(4)移入，以用于形成用于将被覆盖的所述型面(8)在相关联的层压粘合装置(15)的下方或上方间隔地定位的移入位置；

f)将所述执行器(4)移出到所述传送位置中，以用于将被覆盖的所述型面(8)按压到所述层压粘合装置(15)的与所述型面相应地成型的配合面上；

g)解除在所述型面(8)方面的真空，并且开始在所述层压粘合装置(15)方面的真空，以用于传送之前施加在所述型面(8)上的结构；

h)将所述执行器(4)移入所述移入位置中，以用于将装备装置和层压粘合装置(15)分开。

7.根据权利要求6所述的方法，

其特征在于，在所述步骤d)后实施中间步骤d1)，根据所述中间步骤d1)将设有密封剂的端部件置入所述成型凹槽(6)的槽端部中。

8.根据权利要求6所述的方法，

其特征在于，在所述步骤d)后中间步骤d2)在所述成型凹槽(6)的相邻的槽端部的区域上横向安置有密封剂管道。

9.根据权利要求6所述的方法，

其特征在于，在所述步骤h)后，在随后的方法步骤中将所述机身外壳(16)取出，并且紧接着转向质量检验，使得借助所述桁条(14)加固的内侧可得到视觉检验。