CN102781649A

CN102781649A - 热塑性层压材料的连续模制

Info

Publication number: CN102781649A
Application number: CN2011800107249A
Authority: CN
Inventors: A·M·鲁宾; J·R·福克斯; R·D·威尔克尔松
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2010-02-24
Filing date: 2011-01-21
Publication date: 2012-11-14
Anticipated expiration: 2031-01-21
Also published as: JP5852019B2; EP2539134A1; CA2790614C; EP2539134B1; CN102781649B; PT2539134E; US10821653B2; CA2790614A1; ES2557556T3; US20110206906A1; JP2013520337A; WO2011106117A1

Abstract

通过连续的模制工艺制造细长的热塑性复合部件(20)。预加固的热塑性层压材料通过加热其至低于其熔化铺叠的温度被软化，并且其被基本上连续地供应通过多组工具模具。工具模具在心轴上渐增地模制部分软化的层压材料，以使层压材料形成具有闭合横截面的形状。

Description

热塑性层压材料的连续模制

技术领域

本公开一般地涉及制造热塑性复合部件的工艺，并且更具体地涉及将特征连续地模制入一定长度的预加固(pre-consolidated)的热塑性层压材料的方法，特别是形成基本上闭合的横截面形状的特征。

背景技术

存在制造热塑性复合(TPC)层压材料的多种工艺。除了非连续的工艺诸如压制、冲压和热压罐成型(autoclave forming)，还有连续的工艺诸如挤出、拉挤、滚轧成形和压缩模制(压缩模塑，compression molding)。最近，已经利用连续的压缩模制工艺，开发了工艺用于以连续的长度生产TPC部件。拉挤工艺在纤维方位方面可具有限制，其可阻止针对强度和重量节省的复合材料的最佳使用。压制形成和压热器加固工艺可能不容易生产具有闭合横截面形状的部件，并且可能在较高生产率下更昂贵。

因此，需要制造复合部件方法，该方法允许热后成形连续长度的预加固TPC层压材料，同时保持预加固层压材料的有利结构性质。也需要形成具有基本上闭合横截面形状的TPC层压材料部件的方法，并且其不限于该部件或片铺叠(layup)构造的长度。

发明内容

本公开实施方式提供了制造TPC部件的方法，其中使用连续的热后成形工艺，在受控制的热和压力下，将预加固的层压材料热后成形成期望的部件形状。在层压材料被压缩模制成期望的部件形状后，连续的热后成形工艺允许预加固层压材料的特定和/或有利的性能和/或结构性质得以保留。本公开方法允许任何片方位或构造的预加固的层压材料被连续形成，而没有对部件长度的限制。该方法允许生产沿它们的长度具有基本上闭合横截面和/或曲率的部件。该加工方法适于与自动化工艺和控制一起使用，这样可产生有效、低成本、高速率的生产。

根据一个公开的实施方式，提供了制造复合部件的方法。该方法包括生产预加固的TPC层压材料，并基本上连续地供应预加固的层压材料通过成形区。该预加固的层压材料被加热至足以允许成形层压材料但低于层压材料熔点的温度。当层压材料被供应通过成形区时，一个或多个特征被渐增地成形入加热的层压材料。生产预加固的TPC层压材料可包括形成多片增强的热塑性材料的铺叠，将至少一种形状模制入铺叠，并且随后加固成形的铺叠。使用一组工具模具，可进行加热层压材料的渐增成形，以分别将部分特征模制入层压材料。将特征成形入层压材料可包括在心轴上成形部分加热的层压材料。

根据另一个实施方式，提供了制造复合部件的方法，其包括铺叠多片TPC层压材料和加固层压材料铺叠。加固的层压材料被加热至低于其熔点但足以软化层压材料进行模制的预选温度。当层压材料被供应通过工具模具时，该加热的加固层压材料被基本上连续地供应通过共同地将至少一种特征模制入层压材料的多组工具模具。每个工具模具用于将一部分特征部分地模制入加热的层压材料。该方法进一步包括在特征已经被模制入其中后冷却层压材料，和固化模制的层压材料。该方法也可包括使用工具模具，将曲率沿层压材料的长度模制入层压材料。供应层压材料包括限制时间，在该时间期间，该层压材料被加热至预选的温度一段时间，这导致在被加热前维持加固的层压材料的结构性质。

根据又另一个公开的实施方式，提供连续的压缩模制方法用于生产具有闭合横截面的细长部件。该方法包括基本上连续地供应预加固的TPC层压材料通过压缩模制机器。该层压材料通过将其加热至低于其熔点的温度被软化。该方法包括当层压材料被供应通过机器时，相继使用机器中的不同工具模具，将部分特征模制入软化的层压材料。模制层压材料包括绕心轴成形部分加热的层压材料，以至少部分闭合模制部件的横截面。可沿弯曲路径进行基本上连续地供应预加固的层压材料通过压缩模制机器。

公开的实施方式满足了对以下方法的需要：利用连续模制预加固的层压材料，制造具有包括闭合形状在内的任意各种横截面形状的连续长度的复合部件，而在模制工艺期间不损害预加固层压材料的结构性质。

10.制造复合部件的方法，包括：

铺叠多片热塑性层压材料；

加固层压材料铺叠；

加热加固的层压材料至低于其熔点但足以软化层压材料进行模制的预选温度；

基本上连续地供应加热的层压材料通过多组工具模具；以及，

当层压材料被基本上连续地供应通过工具模具时，使用工具模具将至少一种特征模制入加热的层压材料，包括使用每个工具模具将特征部分模制入加热的层压材料。

11.权利要求10所述的方法，进一步包括：

在特征已经被模制入层压材料后冷却层压材料；和

固化层压材料。

12.权利要求10所述的方法，进一步包括：

使用工具模具将曲率沿层压材料的长度模制入层压材料。

13.权利要求11所述的方法，其中：

进行加热层压材料，一次一个截面(部分，section)，并且包括限制时间，在该时间期间，层压材料的每个截面都被加热至预选的温度一段时间，这导致维持在加热前加固的层压材料的结构性质，和

进行冷却预加固的层压材料，一次一个截面。

14.权利要求10所述的方法，其中：

使用工具模具将至少一种特征模制入加热的层压材料包括在心轴上成形加热的层压材料，并且

在心轴上成形层压材料的时间段期间，层压材料被维持在预选温度。

15.权利要求10所述的方法，进一步包括：

在特征被模制入层压材料前，将至少一种形状沿层压材料的长度成形入加固的层压材料。

16.权利要求10所述的方法，其中模制特征包括使加固的层压材料形成闭合的横截面形状。

17.通过权利要求10所述的方法制造的复合部件。

18.连续生产具有闭合横截面的细长部件的方法，包括：

基本上连续地供应预加固的热塑性层压材料通过压缩模制机器；

通过加热层压材料至低于其熔点的温度软化层压材料；和

当层压材料被基本上连续地供应通过机器时，相继使用机器中不同的工具模具，将部分特征模制入软化的层压材料，包括绕心轴模制部分加热的层压材料，以至少部分闭合模制部件的横截面。

19.权利要求18所述的方法，进一步包括：

在特征已经被模制入层压材料后，冷却层压材料。

20.权利要求18所述的方法，进一步包括：

在层压材料被供应进入机器前，将至少一种形状模制入层压材料。

21.权利要求18所述的方法，其中沿弯曲路径，进行基本上连续地供应预加固的层压材料通过压缩模制机器。

22.权利要求18所述的方法，其中将部分特征模制入软化的层压材料包括将曲率沿层压材料的长度模制入层压材料。

23.通过权利要求18所述的方法生产的复合部件。

24.制造具有闭合横截面形状的细长复合部件的方法，包括

铺叠一定长度的多片热塑性层压材料；

沿铺叠的层压材料的长度将形状成形入铺叠的层压材料；

加固成形的层压材料，包括加热层压材料至至少其熔点，和随后冷却层压材料；

再次加热加固的层压材料至低于其熔点但足以软化层压材料进行模制的温度；

当层压材料被基本上连续地供应通过工具模具时，使用工具模具在心轴上模制软化的层压材料，以形成闭合的横截面形状，包括使用每个工具模具将特征部分模制入加热的层压材料。

当根据附图和所附权利要求查看时，公开的实施方式的其他特征、益处和优点将由以下实施方式的描述变得明显。

附图说明

图1是通过公开的方法制造的典型的TPC部件的透视图的图示。

图2是图解视图的图示，其显示适于形成图1所示的连续长度的TPC部件的热后成形机器。

图3A-3G是截面图，其相继显示了使用图2中图解的机器渐增模制图1的部件。

图4是在模制工艺期间TPC层压材料的温度分布的图示。

图5-8是图示，其分别显示如何使用公开的方法将预成型、预加固的TPC层压材料形成具有多种特征的部件。

图9是局部的横截面视图的图示，其显示工具模具可如何用于将弯曲的特征成形入TPC层压材料的横截面。

图10是图解的图示，其显示使用相对的模具模制连续长度的笔直部件。

图11是类似于图10的图示，但显示使用扁平的工具模具，沿弯曲路径分段模制TPC层压材料。

图12是类似于图11的图示，但显示使用弯曲的工具模具，沿弯曲路径模制TPC层压材料。

图13是使用连续压缩模制预加固的层压材料，制造TPC部件的方法的流程图的图示。

图14是飞行器生产和使用方法的流程图。

图15是飞行器的方块图。

发明详述

公开的实施方式提供了以连续的工艺制造TPC部件的方法。该方法可用于制造在多种应用中有用的TPC部件，该应用包括但不限于飞行器。该部件可用于各种工业，用于多种结构和非结构应用。在飞行器工业中，该方法可用于生产部件诸如龙骨梁、地楞横梁、上承梁、钢筋、机身框架和加强板，等等。因此，如在此所用的，“部件”和“多个部件”指的是宽范围的复合元件和结构，其可以或可以不用于提供结构增强或加强。如将在以下更详细地讨论的，部件可以以连续的长度制造并可为笔直的或沿它们的长度具有一个或多个曲率。

现在参考图1和2，根据公开的方法，可使用热后成形机器22以连续的长度制造TPC部件20。在该实例中，TPC部件20包括底壁24和侧壁26，其形成基本上U形的横截面。侧壁26上的一对向内翻转的帽形件28产生了具有沿部件20长度的导管样腔30的基本上闭合的横截面形状。如在此所用的，“闭合的横截面”和“基本上闭合的横截面”指的是部件20的横截面形状，该部件绕其外围至少部分闭合和/或其通常可使用常规模制技术防止工具(未示出)从开口30收回。尽管图1图解的部件20具有大体矩形的横截面，但是多种其他横截面形状是可能的，如将在后面更详细地讨论的。

具体参考图2，基本上扁平的或部分成形的笔直的TPC预加固层压材料32以箭头34的方向被线性供应通过热后成形机器22，该机器将一种或多种特征沿层压材料32的长度成形入层压材料32，以便形成部件20。“热后成形”指的是以下事实：层压材料32在其已经被加固后成型，并且在一些情况中，在其也已经被预成型后成型。在图1图解的部件20的情况中，由热后成形机器22形成的特征包括侧壁26和帽形件28。热后成形机器22广泛地包括加热区36、也可被加热的成形区38、在一些实施方式中可构成部分成形区38的冷却区40和脉动机构42。

预加固的TPC层压材料32由单独的片(未示出)组成，其包括合适的热塑性聚合物树脂基体，诸如但不限于聚醚醚酮(“PEEK”)、聚醚酮酮(“PEKK”)、聚苯砜(“PPS”)、聚醚酰亚胺(“PEI”)，其可利用纤维成分诸如玻璃(s型或e型)或碳纤维(未示出)增强。每个片内的增强纤维可以以单向或非均匀布置定位，这取决于具体的应用。聚合物基体内纤维的相对类型、厚度、数量，以及用于每个片中的聚合物基体的类型可基于许多因素广泛变化，所述因素包括成本和部件20的最终期望的物理和机械性质。

层压材料32可使用任意各种工艺进行预加固，其包括但不限于，常规的真空装袋、热压罐工艺或机器中的压缩模制，诸如在2006年2月2日提交的美国专利申请序列号11/347,122中公开的，该专利在此通过引用并入。就在以上提及的美国专利申请中描述的压缩模制机器中，扁平的铺叠堆(layup stack)(未示出)或预成型的部件(未示出)被供应通过机器中的加固区，在那里其被加热至热塑性基体的熔点并使用模具进行压制，以成形加固的、整体化的热塑性复合层压材料，该层压材料可随后在机器内被形成多种形状。

热后成形机器22的脉动机构42基本上连续地以逐步的方式渐增地移动预加固的层压材料32通过模制区38，模制区38包括一系列工具模具38a-38g，它们中的一些包括具有渐进形状的左右模具半部分(diehalve)。这些模具半部分也可包在成形区38末端附近成形的层压材料32的顶端上。取代脉动机构42，其他类型的机构可用于以类似的方式移动预加固的层压材料32。如将在后面更详细地讨论的，工具模具38a-38g中的每一个都将特征的至少一部分模制入预加固的层压材料32。同时，这里应当注意工具模具39a-38g可以不彼此分开，而是可包括单一的模具，其具有在其中形成的多个单独的模具形状，以便利用通过该单一模具每一次压制层压材料32，形成期望形状的多个不同部分。

压力被施加至层压材料32和工具模具38a-38g的部件上，以便以一个独立但协调的运动压制预加固的层压材料32。压制后——其中部分特征被模制入预加固的层压材料32，模具38a-38g被同时打开，并且层压材料32通过脉动机构42前进一步，随后模具38a-38g再次被同时关闭，压制层压材料32以成形特征的另一个部分(即线性部分)。

加热区36中的加热设备(未示出)加热预加固的层压材料32至预选温度，该预选温度足够高以引起层压材料32软化，以便其可随后被成形，但该温度低于层压材料22的聚合成分超过其熔点的温度。加热区36可包括适于加热层压材料32的任何各种设备，其包括但不限于烤箱(未示出)或红外热灯(未示出)。在成形区38中将一种或多种特征模制入层压材料32后，当通过冷却区40时，层压材料32被冷却，冷却区40可包括但不限于，接触层压材料32的有源冷却工具，或在模制的部件20离开成形区38时将周围的或冷冻的空气传到模制的部件20上的风扇或鼓风机。

现在注意图3A-3G，其图解了工具模具38a-38g的合作部分(cooperating portion)渐增地将扁平层压材料32成形为图1显示的成形部件20的顺序。从图3A开始，预加固的扁平层压材料32穿过第一组工具模具38a，第一组工具模具38a包括工具底座46和矩形工具块44，矩形工具块44在本文中也称为心轴44。具体地，当扁平层压材料32通过脉动机构42前进时，其在工具底座46和心轴44之间穿过。

图3B图解了扁平层压材料32，其正在前进入下一组工具模具38b，工具模具38b包括心轴44、底座46和一对相对的横向可移动的模具半部分50。对心轴44施加向下的压力，如箭头F1所指示的，迫使层压材料32压紧工具底座46，同时迫使横向工具模具半部分50向内压紧层压材料32，如箭头F2所示。横向工具模具半部分50具有压制层压材料32的横向部分32a由此部分成形层压材料32的倾斜工具表面50a。类似地，图3C显示的下一组工具模具38c包括心轴44、工具底座46和一对横向工具模具半部分52，工具模具半部分52具有压制并进一步成形层压材料32的横向部分32a的倾斜工具表面52a。

当层压材料32继续以基本上连续的逐步方式移动通过成形区38时，其穿过包括心轴44、工具底座46和一对横向工具模具半部分54的下一组工具模具38f。横向工具模具半部分54包括工具表面54a，其被配置为压制层压材料32的横向部分32a紧靠心轴44的侧面44a，由此完成部件20的侧壁26(图1)的形成。

图3E中显示的下一组工具模具38e包括心轴44、工具底座46和另一对横向工具模具半部分58，工具模具半部分58包括工具表面58a，其压制和部分成形层压材料32的横向末端56，彼此向内朝向，并且部分处于心轴44的顶壁44b的上方。图3D中显示的下一组工具模具38d类似于图3E显示的工具模具，除了横向工具模具半部分60具有工具表面60a之外，工具表面60a在心轴44的顶壁44b上方向下进一步部分成形层压材料32的横向末端56。

最后，如图3G中所示，部分成形的层压材料32进入最后一组工具模具38g，其包括心轴44、大体上U-形的下部工具模具62和基本上扁平的上部工具模具64。上部模具64向下移动，如箭头F1所示，由此在心轴44的顶表面44b上压制和成形层压材料32的横向末端56，因此形成部件20的帽形件28(图1)。

如先前所提及的，将预加固的层压材料32在进入成形区38前，在加热区36中加热至成形温度。在一些实施方式中，一组或多组工具模具38a-38g可被加热，以便保持层压材料32的温度足够高，以使层压材料32保持足够软，从而通过压缩模制成形，但仍然低于层压材料32的熔点。

图4通过图表图解层压材料32的典型温度分布66作为时间的函数，当层压材料32移动通过热后成形机器22时，其也对应于层压材料32的位置。在到达和被保持在预选的成形温度66b之前，层压材料32的温度在66a处最初上升。当层压材料32前进通过该组工具模具38a-38g时，其保持在成形温度66b。层压材料32随后经历冷却下降(ramp)66c，其可由在冷却区40内实现的冷却量和层压材料32穿过冷却区40的速度控制。此外，如先前所提及的，放置在成形区38内的层压材料32的截面在压缩模制期间基本上被保持在预选的成形温度66b。通过在包括温度上升和冷却在内的整个模制工艺期间保持层压材料32的温度低于其熔点，预加固的层压材料32的有利的性能和/或结构性质被保持，并且因此由完全成形的部件20展示。

在图1和图3A-3G显示的部件的情况中，部件20的成形始于基本上扁平的预加固的层压材料32。取决于部件20的最终形状和特征，当增强的TPC片被铺叠和/或被预加固时，可能必须或期望地使用沿其长度已经被预成型的预加固的层压材料32。例如，如图5所示，预加固的层压材料70以大体上I-形的横截面形式预成型。工具模具(未示出)和成形块或心轴72的结合可随后用于在心轴72上向下成形每个帽形件74的末端74a，产生箭头76指示的基本上闭合的横截面形状。

图6显示了具有“L”横截面的预加固、预成型的层压材料78的使用，其可通过先前描述的热后成形工艺成形以便通过在心轴80上向下成形预成型的层压材料78的末端82生产基本上闭合的横截面形状84。

图7图解已经被预成型为倒转“T”横截面的预加固的层压材料86。预成型的层压材料86被模制成箭头92所示的横截面形状，其中层压材料86的末端88已经在心轴90上被成形，以生产部分闭合的横截面形状92。

图8图解已经被预成型为基本上“U”横截面的仍另一个预加固的层压材料94。在公开的热后成形工艺期间，心轴98和工具模具100与另外的工具模具(未示出)结合使用，以便在工具模具100上向外和向下成形层压材料94的末端96，由此形成改良的具有向外翻转的凸缘96a的U-形102。

图5-8仅图解了一些根据本公开实施方式可被重新成型的预成型、预加固的层压材料的例子，并且因此不应被解释为限制性的。重新成型其他预成型、预加固的层压材料是可能的。例如非受限性的，具有“L”或“U”横截面(未示出)的预加固的层压材料可被重新成型为“Z”横截面(未示出)，具有“T”横截面(未示出)的预加固的层压材料可被重新成型为“J”横截面(未示出)。

先前描述的实例说明了如此技术：其中层压材料32的部件在基本上扁平的工具模具表面上形成。然而，如图9所示，工具模具101,103可分别包括弯曲的表面101a,103a，弯曲的表面可与心轴107结合使用，以在层压材料94中形成弯曲的特征，诸如向下弯曲的凸缘96a。

现在注意图10，其用简图图解了热后成形机器22的部件，其中预加固的层压材料32在由一组或多组工具模具108成形前，在104处被预加热，以软化层压材料32。模具108被安装在压制元件106上，压制元件106压制模具108紧靠层压材料32，以便将层压材料32成形为完成的部件110。在该实例中，层压材料32沿基本上笔直的路径34移动，并且工具模具108具有基本上扁平的轮廓，与层压材料32前进通过机器22的直线路径一致。

在其他实施方式中，预加固的层压材料32可沿其长度形成为具有曲率的部件。例如，参考图11，基本上笔直的、预加固的层压材料32可供应通过一组或多组工具模具108，工具模具108可在轮廓上为基本上笔直的，但相对于轴112成角θ定位，沿工具模具108层压材料32被供应通过热后成形机器22。该布置的结果是，工具模具108形成层压材料32的一系列基本上笔直的部分116，其相对于彼此略微成角度，以便沿其长度生产基本上弯曲的、分段的部件110。所形成的部件110可沿具有曲率半径“R”的弯曲路径115供应通过一系列导向器(guide)114。

图12图解了连续压缩模制层压材料32以沿其长度生产具有曲率115的部件110的另一个实施方式。在该实例中，工具模具108a具备弯曲的轮廓，所述轮廓在模制期间被转移至层压材料32，以便形成部件110，所述部件110具有基本上连续的曲率，曲率半径为“R”，与图11显示的部件110中的扁平段116相反。

现在注意图13，其图解了连续模制热塑性层压材料的方法的步骤。在118处开始，形成多片TPC层压材料铺叠。随后使用先前描述的任意各种技术，在步骤120处将该铺叠预加固，所述技术包括真空装袋或连续的压缩模制工艺。在122处，在铺叠期间使用成形工具或在CCM机器中(未示出)的工具模具，可沿其长度将形状成形入预加固的层压材料，CCM机器用于加固和成形层压材料铺叠。在步骤122中形状的成形可作为预加固步骤120的部分被进行。接下来，在124处，在成形准备中，预加固的层压材料32被加热至成形温度，该成形温度低于层压材料的熔点，以便软化层压材料32。在126处，加热的层压材料被基本上连续地供应通过一组或多组工具模具38a-38g。如在128处所示的，当层压材料32被供应通过模具38a-38g时，工具模具38a-38g用于渐增地将特征形成入加热的层压材料32。任选地，在步骤130处，工具模具38a-38g可用于将曲率115沿层压材料32长度形成入层压材料32。在成形工艺后，成形的层压材料在132处被冷却。

公开的实施方式可在各种潜在的应用中，特别在运输工业包括例如航空航天、海运和汽车应用中得到应用。因此，现在参考图14和15，本公开的实施方式可如图14所示在飞行器制造和使用方法140和如图15所示在飞行器142的背景中使用。公开的实施方式的飞行器应用可包括，例如不受限的，复合钢性构件诸如梁、加强板、支撑物、控制面、舱门、地板镶板、门板、罩板(access plane)和尾翼，等等。在生产前期间，示例性的方法140可包括飞行器142的规格和设计144和材料获得146。在生产期间，进行飞行器142的部件和子组件制造148和系统整合150。此后，飞行器142可以经历发照和交货152以进行使用154。在客户使用的同时，飞行器142可以被安排进行日常维护和保养156(其也可以包括改进、重新配置、整修等)。

可以由系统整合者、第三方和/或操作者(例如用户)进行或执行方法140的每个过程。对本说明书的目的，系统整合者可以非限制性地包括诸多飞行器制造商和主要系统转包商；第三方可以非限制性地包括诸多销售商、转包商和供应商；以及操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。

如图15所示，通过示例性方法140生产的飞行器142可以包括具有多个系统160的机体158和内部162。由公开的方法生产的TPC部件可用于机体158或内部162。高水平的系统160的例子包括一个或多个推进系统164、电力系统166、水压系统168和环境系统170。可以包括许多其它系统。尽管显示了航空实例，但是本公开的原理可以应用于其它工业，如海运和汽车工业。

本文实施的设备和方法可以在生产和使用方法140的任意一个或多个阶段期间使用。例如，相应于生产过程148的TPC部件或子组件可以被以类似于使用飞行器142时生产的部件或子组件的方式进行构造或制造。同样，例如，通过显著加速飞行器142的组装或减少飞行器142的成本，在生产阶段148和150期间可以使用一种或多种方法实施方式。类似地，可使用一种或多种方法实施方式生产在使用飞行器142时或者在维护和保养156期间安装的TPC部件。

尽管本公开的实施方式已就某些示例性实施方式进行了描述，但是应当理解，具体实施方式是用于阐述目的并且是非限制性的，本领域技术人员可以想到其它变化。

Claims

1.制造复合部件的方法，包括：

生产预加固的热塑性层压材料；

基本上连续地供应所述预加固的层压材料通过成形区；

加热所述预加固的层压材料至足以允许成形所述层压材料，但低于所述层压材料的熔化温度的温度；和

当所加热的层压材料被供应通过所述成形区时，渐增地将特征成形入所述加热的层压材料的一些截面。

2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：

在所述特征已经被成形入所述层压材料后，冷却所述层压材料。

3.根据权利要求1所述的方法，其中生产所述预加固的热塑性层压材料包括：

形成多片增强的热塑性材料的铺叠，

将至少一种形状模制入所述铺叠，

加固所述成形的铺叠。

4.根据权利要求2所述的方法，其中：

进行加热所述预加固的层压材料，一次一个截面，和

进行冷却所述预加固的层压材料，一次一个截面。

5.根据权利要求1所述的方法，其中通过使用一组单独的工具模具，进行渐增地将特征成形入所述加热的层压材料的一些截面，以分别将部分所述特征模制入所述层压材料。

6.根据权利要求1所述的方法，其中渐增地将特征成形入所述加热的层压材料的一些截面包括在心轴上成形部分所述加热的层压材料。

7.根据权利要求1所述的方法，其中沿弯曲路径进行基本上连续地供应所述预加固的层压材料通过成形区。

8.根据权利要求1所述的方法，其中渐增地将特征成形入所述加热的层压材料的一些截面包括将曲率沿所述层压材料的长度模制入所述层压材料。

9.由根据权利要求1所述的方法成形的复合部件。