CN103068568B - 可机制复合材料 - Google Patents

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Abstract

一种复合材料，能够机制从而形成具有至少一个机制表面的用于结构性应用的复合部件。该复合材料包括纤维状结构，包括纤维和树脂基体，该纤维状结构具有至少一个表面。所述可机制层包括非连续的纤维复合物，定位在所述纤维状结构的所述表面上。可机制层的一部分被移除从而形成具有所需最终机制尺寸的复合部件，同时不穿透所述纤维状结构。

Description

可机制复合材料
技术领域
本发明总体地涉及模制复合材料。更特别地，本发明涉及适于结构性应用的模制复合材料，可以精确地机制从而将各个部件精确地装备到一起或者其提供其他优势。
背景技术
复合材料典型地包括纤维和树脂基体作为两个主要成分。复合材料典型地具有相当高的强度重量比。因此，复合材料使用在严酷的环境中，诸如太空领域，其中高强度和相对轻重量的复合部件是尤其重要的。
热固性或热塑性复合材料的压缩模制通常用于生产将主要结构连接到一起的部件。例如，模制复合材料已经能够用于装配件、节点板、夹具、夹板和加强肋，将飞机的主要结构部件连接到一起。模制复合材料必须与各种结构精确地配合，诸如机身部件、机翼蒙皮、框架、加强筋和飞机梁翼，将它们都连接到一起。
金属部件过去已经用于将飞机结构连接到一起。使用金属连接件的优势在于，它们可以机制从而精确地匹配配合部件的几何结构并且满足正确组装所需的公差。在许多情况下，相同的结构组件重复多次，但是每种情况具有独特的几何结构，因为机翼和机身的空气动力形状。机身和机翼横截面不是固定的。例如，机翼从机翼根部（接近机身）到机翼末梢逐渐变细。机身横截面朝向飞机的机头和机尾减小。机身和机翼的蒙皮加固结构采用规则间隔的外周框架和规则间隔的纵向加强件的组件制成。用于将框架和桁条固紧到蒙皮的连接件的几何结构从一个位置到下一个位置进行稍微的改变，因为机翼或机身蒙皮的横截面不是固定不变的。为每个特定连接件在给定位置制造不同的模具需要花费很高的成本。希望模制单一部件，然后可以机制从而形成许多不同的部件，在部件的几何结构中具有所需的变化。单个模具可用于生产具有稍微不同的几何结构的多个部件。例如适应机身蒙皮从一个框架位置到下一个的轻微几何结构变化，代替当前的做法，即，局限于每个模具生产单一的部件几何结构。
非常难于制造具有与可以采用机制金属部件获得的公差同样紧的公差的模制复合部件。另外，模制复合部件不能重新模制从而满足由于组装过程中的变化而产生的尺寸的变化。因此，典型地使用垫片来校正尺寸上的无法配合，当模制复合部件用于将结构连接到一起时会产生这种无法配合的现象。
难以在不产生结构损坏的同时机制复合部件。纤维趋向于断裂，并且会产生分层，极大地降低了部件的强度。包含单向（UD）纤维的复合部件通常使用在许多结构部件中。包含UD纤维的复合部件尤其难于机制，同时不会不利地影响该部件的强度。因此，这种结构复合部件的机制已经被避免。
理想地，提供可以应用于结构性应用的复合部件，并且能够机制为精确地初始尺寸。另外，结构性复合部件的尺寸应当顺从之后时间的改变，如果需要，确保正确地装配部件，不需要使用垫片调整。
发明内容
根据本发明，设置复合材料，能够采用与金属相同的方式机制，从而制造具有精确尺寸的复合部件。复合材料可以机制为初始制造过程的一部分从而提供具有精确表面尺寸的复合部件。该复合部件也可以进一步机制从而满足可能在组装过程期间产生的尺寸变化或者由于延迟的设计变化影响该部件的尺寸而必要进行的尺寸变化。
根据本发明的复合材料设计成机制为提供具有至少一个机制表面的复合部件。该复合材料包括由纤维和树脂基体制成的纤维状结构。作为本发明的一个特征，可机制层定位在所述纤维状结构的至少一个表面上。所述可机制层包括随机的非连续的纤维复合物。所述可机制层的一部分被移除从而形成具有所需最终机制表面的复合部件。该可机制层形成为足够厚，从而允许在不穿透所述纤维状结构的情况下机制所述可机制层。
作为本发明的另一特征，所述复合材料机制为形成具有至少一个机制尺寸的复合部件。在这些情况下，所述纤维状结构具有至少两个表面，其中所述两个表面通过一距离或尺寸分离开。所述可机制层位于所述两个表面的至少一个上，从而增加或减小所述纤维状结构的初始尺寸，从而形成预机制尺寸。所述可机制层形成为足够厚，使得纤维状支撑表面的尺寸与所述预机制尺寸之间的差大于所述纤维状支撑表面的尺寸与所需机制尺寸之间的差。另外，纤维状支撑表面的尺寸与所述预机制尺寸之间的差大于零。这确保所述纤维状支撑件在机制所述复合材料以形成复合部件期间没有被穿透。
根据本发明的纤维状结构和可机制层的组合形成的结构性部件具有有益的复合材料的高强度与重量比，同时，使得该部件适于采用与金属部件相同的方式机制为精确尺寸。这些有益特征使得该部件非常适于使用在飞行器主结构中以及其他结构性应用中。已发现可机制层可以形成在纤维状结构的表面上并且被机制，而不会不利地影响所得到部件的强度。
根据本发明的结构性部件可包括纤维状结构和可机制层，采用相同的材料构成，只要该材料的属性足以满足该结构性部件的结构性要求。
本发明也涉及制造未硬化复合材料的方法，其可以模制并且然后机制从而得到具有至少一个机制表面和/或机制尺寸的复合部件。本发明也囊括使得未硬化复合材料硬化的方法。另外，本发明囊括在该部件的初始制造期间以及复合部件需要机制以将该部件正确地装配到其他结构的组装过程期间机制该硬化复合材料的方法。使用具有相同几何结构的一组模制部件、制造具有一组几何结构的一组机制部件的方法也囊括在本发明中。
本发明的上述和许多其他特征和附属优势将参照所附的详细说明书并且结合附图得到更好的理解。
附图说明
图1示出根据本发明的复合材料，已经机制在两侧上从而形成复合材料。所示的该机制复合部件在插入飞行器主要结构的配合开口之前。
图2是沿着2-2平面作出的图1所示的机制复合部件的截面剖视图。
图3是示例性夹持连接件的透视图，具有可以根据本发明机制的一侧。
图4是示出根据本发明的示例性复合材料的简化侧视剖视图，其中，存在可机制的层，增加纤维状结构的表面之间的尺寸到大于机制尺寸的预机制尺寸。
图5是示出飞行器的结构性区域的飞行器的简化视图，其中，可使用根据本发明的机制复合部件。
图6是示出根据本发明的示例性复合材料的简化侧视剖面图，其中，存在可机制层，将纤维状结构的表面之间的尺寸减小为小于机制尺寸的预机制尺寸。
图7是已经根据本发明模制和机制的示例性飞行器结点板（gusset）的透视图。
图8是已经根据本发明模制和机制的示例性飞行器夹板（cleat）的透视图。
图9是已经根据本发明模制和机制的示例性飞行器剪切杆（shear tie）的透视图。
图10是已经根据本发明模制和机制的示例性飞行器支架（bracket）的透视图。
图11是已经根据本发明模制和机制的示例性飞行器加强肋（intercostal）的透视图。
图12是已经根据本发明模制和机制的示例性飞行器连杆或凸片的透视图。
图13是已经根据本发明模制和机制的示例性飞行器装配件的透视图。
图14是在根据本发明进行机制之前的示例性角度部件的局部透视图，其中，纤维状结构和可机制层采用相同的材料制成。
图15是在根据本发明机制之后的示例性角度部件的局部透视图，其中，纤维状结构和可机制层采用相同的材料制成。
具体实施方式
根据本发明的可机制复合材料可以用于任何所需的目的。但是，它们优选地用在航天工具中，尤其优选地用于商业和军事飞行器。例如，可机制复合材料可用于制造非主要（次级）飞行器结构。但是，该可机制复合材料的优选使用是用于结构性应用的，诸如将主要飞行器结构连接到一起。主飞行器结构或部件是那些固定机翼或旋翼飞行器的在飞行期间经受明显应力的元件，并且对于飞行器保持受控制的飞行是必要的。该可机制复合材料也可用于其他结构性应用，从而总体地制造承受载荷部件和结构。
图5描述固定机翼飞行器10，包括许多示例性的飞行器主结构和部件，可以包括根据本发明的可机制复合材料作为该结构的任一部件或连接元件。该示例性主部件或结构包括机翼12、机身14和尾翼组件16。机翼12包括许多示例性的飞行器主部件，诸如副翼18、前缘20、机翼前缘缝翼22、阻流片24尾缘26和后缘筋翼28。尾翼组件16也包括许多示例性的主部件，诸如舵30、鳍32、水平稳定器34、升降舵36和尾翼38。可机制复合材料可用于形成这些结构的所有或部分以及其他示例性飞行器主结构，诸如机翼梁。该可机制复合材料尤其优选用于制造各种凸缘、夹具、夹板、结点板、剪切杆、支架、加强肋、连杆、凸片、装配件和其他连接器，将主部件连接到一起以形成飞行器主结构。
优选示例性可机制复合材料在图4中示出为40。复合材料40包括纤维状结构42，由纤维和树脂基体构成。纤维状结构42具有表面44和46，其具有位于它们之间的尺寸D。复合材料40适于或设计成机制来提供具有大于尺寸D的机制尺寸DM的复合部件。可机制层48和50设置在纤维状结构的两个表面上。可机制层48和50由准各向同性的断裂（chopped）的预浸渍体构成。可机制层48和50分别具有厚度t1和t2。这两个可机制层48和50将尺寸D增加至大于所期望的机制尺寸DM的预机制尺寸DPM。可机制层48和50其中的一个或二者机制成移除足够的材料从而将DPM减小到所需的DM。作为本发明的特征，两个可机制层足够厚，使得能够机制复合材料来实现所需的DM，而不穿透纤维状结构42。
当确定可机制层必须形成的厚度时，有必要确定各个尺寸D、DM和DPM对于复合材料和复合部件来说为多大。为了确认，该纤维状结构在机制期间没有被穿透，有必要使得待机制表面上的D与DM之间的差不是零，待机制表面上的D与DPM之间的差大于D与DM之间的差。D与DM之间的差等于机制完成之后（MLTM）的可机制层的厚度，D与DPM之间的差等于机制之前（MLTPM）的可机制层的厚度。在图4中，MLTPM等于t1+t2。
对于大多数结构性应用，D与DPM之间的差应当为从0.05至40毫米，大于D与DM之间的差。对于飞行器主结构应用来说，优选地，D与DPM之间的差从0.1至20毫米，大于D与DM之间的差。MLTPM与MLTM的比应当处于从1：1至50：1的范围。优选地，MLTPM与MLTM的比将从2：1至20：1。另外地，D与DM之间的差应当为至少0.1毫米（每侧0.05毫米），从而确保纤维状层没有被穿透，并且仍然存在足够量的可机制层（MLTM），机制的表面和纤维状结构将不分层或者采用其他方式丧失其结构完整性。MLTM的范围可以从0.1毫米（每侧0.5毫米）至40毫米（每侧20毫米），取决于特定部件可经受的机制的量和程度。
图4中的复合材料40示出为具有纤维状结构的两个表面，覆盖有可机制层。当复合材料机制为使得复合部件具有机制尺寸DM时，这是优选的实施例。在一些情况下，复合部件的尺寸可以不是关键的，但是仍然是所需的，或者必要的，从而在复合材料的一侧上形成精确机制的表面。例如，在复合部件的表面必须精确地匹配对应部件的表面的情况下，复合材料的表面可以需要机制。该机制的表面可以是平的或者具有各种表面轮廓。在这些情况下，优选地，仅有机制的表面覆盖有可机制层。该可机制层可以在初始制造期间在已知所需最终表面构造时机制。另外，可机制层可以机制为组装过程的一部分，其中，表面必须机制从而匹配一匹配部件的直到进行组装未精确实现的表面构造。
当复合材料进行机制从而得到仅具有机制表面的复合部件、不具有机制尺寸时，在机制之前和之后，可机制层也必须满足相对于可机制层的厚度的特定要求。可机制层应当足够厚，使得整个表面构造可以机制到可机制层中，而不穿透下方的纤维状支承件。可机制层的厚度应当保持在1毫米至20毫米的范围，从而得到可机制性和结构性强度的所需益处。因此，机制的深度可以限制在这一范围内。整个可机制层可以移除，如果需要的话，只要在下方纤维状支承件中没有穿透。为了避免无意中穿透进入纤维状支承件，优选地，在机制之后剩下的可机制层的最小厚度应当至少为0.05毫米，优选为至少0.1毫米。
备选的优选示例性可机制复合材料在图6中示出为52。复合材料40包括纤维状结构54，由纤维和树脂基体构成。纤维状结构54具有表面56、58和60。表面56和58具有位于其间的尺寸D。复合材料52适于或设计成机制从而形成具有机制尺寸DM的复合部件，该机制尺寸DM小于尺寸D。可机制层62、64和66设置在纤维状结构的所有三个表面上。可机制层采用随机断开的纤维复合物。可机制层62和66分别具有厚度t1和t2。两个可机制层62和66将尺寸D减小为预机制尺寸DPM，该预机制尺寸DPM小于希望的机制尺寸DM。可机制层62和66其中的一个或二者机制成移除足够的材料从而将DPM增加至所需的DM。两个可机制层的厚度根据前述相同的指导方案确定。这些层足够后，使得复合材料可以机制以实现所需DM，而不穿透纤维状结构54。
可机制层64可以与层62和66同时机制形成，从而形成开口68的精确深度或者如果需要精确的表面结构。可选择地，可机制层64可以稍后机制形成从而适应组装过程中的变化。例如，开口68的深度可以需要增加或者采用其他方式机制从而匹配插入开口68作为组装过程一部分的对应部件。当机制成组装过程的一部分时，可机制层64必须足够厚，以允许该层机制为满足开口68的深度的期望变化，而不穿透纤维状结构54。
示例性复合部件在图1和2中示出为70。复合部件70包括机制端部72，该机制端部已经机制成精确地配合入配合结构部件76的开口74。孔78和80已经模制和/或机制分别形成部件72和76，从而允许螺栓或其他固紧件插入，以将部件连接到一起。机制端部72已经机制成形成机制尺寸DM，该尺寸精确形成为配合到开口74中，该开口具有匹配的高度尺寸DO。机制端部72已经机制成向回距离TM，与开口74的深度TO匹配。机制端部72也具有宽度WM，该宽度匹配开口74的宽度WO。
如图2所示，复合部件包括纤维状结构82，该结构包括单向（UD）纤维和树脂基体。UD纤维大体优选地用于许多结构性应用中。纤维状结构82具有由尺寸D分隔开的两个表面84和86。可机制层88和90分别设置在表面84和86上，其在纤维状结构82中平行于UD纤维的方向延伸。可机制表面92设置在复合部件的端部。可机制表面92垂直于UD纤维的方向延伸并且设计成在组装过程期间机制从而能够在TM中进行精确地改变从而匹配TO的变化并且在组装过程期间确保孔78和80的正确对齐。复合部件70是已经在制造过程期间机制的复合部件的实例，从而形成精确的尺寸DM，也可以在稍后的时间机制以改变尺寸TM，从而满足在制造之后可能出现的尺寸和对齐的变化。
示例性部件70示出多用的程度，本发明提供的机制复合材料用于结构性应用中。不仅仅可以在制造期间和之后机制该材料，但是平行于且垂直于UD纤维的复合材料的表面也可机制形成。复合部件70插入的开口74示出为单一结构性部件76的精确开口。应该理解的是，开口74也可以由连接至复合部件70的两个结构性部件限定。因此，开口74的尺寸DO在组装操作期间可以改变。在这种情况下，可机制层88和90的匹配会延迟，直到开口74的精确尺寸实现。当这里使用时，精确的尺寸或精确的规格表示精确到至少±0.5毫米并且优选±0.25毫米的尺寸或规格。
图1、2、4和6所示的示例性复合材料和机制复合部件示出为简化和相当通用的形式，从而说明本发明的各个方面。在图3中，用于将飞行器的主结构性部件连接到一起的示例性复合飞行器夹具示出为94。夹具94包括凸缘96，设计成经由孔98连接至第一飞行器主结构（未示出）。夹具94进一步包括凸缘100，设计成连接至第二飞行器主结构（未示出）。凸缘100包括根据本发明的可机制表面102和104。可机制表面102和104采用形成夹具的主体的纤维状结构模制到一起。凸缘100具有图4所示的截面。
用于凸缘100的各个横截面尺寸D、DPM和DM根据上述指导而确定。对于类似夹具94的结构性夹具连接件，优选地D从2毫米到50毫米，DPM从4毫米到70毫米，其中t1和t2大约相等。该纤维状结构优选采用UD纤维和树脂基体制成，其中，UD纤维方向性地布置在凸缘94中，如现有技术中那样，从而提供最大的结构性连接强度。凸缘96采用螺栓、铆钉或者其他方式固紧至第一结构性部件。然后确定适当的DM，用于将夹具94精确地匹配至第二结构性部件。可机制层102其中的一个或两个102和/或104然后进行机制从而减小DPM到DM。在优选的实施例中，D将从3.5到5.0毫米，DPM将从4.5到7.0毫米，t1和t2相等。
夹具94的通常用途是将飞机中的结构性框架、桁条或肋连接至机身或机翼的蒙皮的各个位置。机身蒙皮的不同轮廓导致桁条与蒙皮之间在不同的夹具位置的间隔的变化。因此，有必要设置夹具94，其中凸缘100具有表面轮廓或厚度的范围。使用根据本发明的可机制层可以模制具有相同的凸缘几何结构（DPM）的一组夹具94，然后机制该凸缘从而移除不同量的可机制层从而提供一组具有凸缘几何结构（DM）的夹具，其在仅由可机制层的厚度限制的范围上变化。这种类型的组合模制-机制操作极大地减小了不同模具的数量，这些模具用于制造各种凸缘几何结构（DM），这是当将结构性桁条连接至机身蒙皮时所需的。另外，夹具可以在安装期间进一步模制，如果必要的话，从而将机身蒙皮精确地装配至桁条。
其上定位有可机制层的纤维状结构可以是任何的纤维状结构，典型地用于结构性应用以及尤其是用于将飞行器的主结构连接到一起的连接器。纤维状结构包含纤维和树脂基体。纤维可以采用适用于结构性应用的任何材料制成。纤维，诸如纤维玻璃、炭黑或芳香族聚酰酩（芳香族聚酰胺）纤维，是合适的。纤维优选为碳纤维。
纤维可以具有裂纹（即，拉伸断裂）或者选择性地非连续纤维，或者连续纤维。纤维可以是编织的、非卷曲、非编织或单向的。纤维的编织形式可以选择自平的、缎纹或者斜纹编织类型。这些类型和形式在复合强化领域是公知的，并且可以从许多公司买到。纤维可以包含从几百丝到12000或更多丝。优选的纤维导向为单向的（UD），典型地供给为由连续纤维沿着单向导向制成的带。
该树脂基体可以包含典型地用于结构性应用的热固性和/或热塑性树脂的任何。优选地，未硬化的（uncured）树脂基体的量将处于25-40重量百分比的复合材料。树脂基体可以采用下述的任何：环氧树脂、双马树脂、聚酰亚胺树脂、聚脂树脂、乙烯基酯树脂、氰酸酯树脂、酚醛树脂、或热塑性树脂，使用在结构性复合材料中。示例性热塑性树脂包括：聚苯硫醚（PPS）、聚砜（PS）、聚醚醚酮（PEEK）、聚醚酮酮（PEKK）、聚醚砜（PES）、聚醚酰亚胺（PEI）、聚酰胺-酰亚胺（PAI）。环氧树脂采用热塑料诸如PES、PEI和/或PAI变硬，这是优选的树脂基体。优选的是，典型地存在于用于航空工业中的类型的UD带的树脂。适用于树脂基体的示例性热塑性变硬树脂记载于美国专利No.7,968,179B2和7,754,322B2以及美国专利申请No.12/764,636。
单向（UD）带是用于形成纤维状结构的预浸渍体的优选类型。单向带可以从商业源得到，或者可以使用已知的预浸渍体成型过程制成。UD带的尺寸可以根据所制造的特定符合部件而进行大范围地变化。例如，UD带的宽度（垂直于UD纤维的尺寸）可以从0.5英寸到一英尺或更多。该带典型地厚度从0.004到0.012英寸（0.01至0.03厘米），UD带的程度（平行于UD纤维的尺寸）可以从0.5英寸（1.3厘米）达到几个英尺（一米）或者更多，取决于该部件的尺寸和该部件中的每件UD带的特定取向。
可以购买的优选示例性单向预浸渍体是8552，可以从HExcelCorporation（加利福尼亚的Dublin）得到。8552可以采用多种单向带构造，包含含量从34至38重量百分比的胺硬化变韧环氧树脂基体，以及具有从3000至12000丝的碳或玻璃UD纤维。纤维典型地占UD带的60体积百分比。优选的UD纤维是碳纤维。
纤维状结构首先形成为未硬化结构，与所需的未硬化可机制层组合并且然后模制从而形成最终硬化的复合材料，包括可机制层，以及纤维状结构，作为单一模制复合材料。用于使用UD带制造夹具和具有相对复杂形状的其他结构性连接件或部件的示例性过程记载在美国专利申请No.12/561,492。
根据本发明，可机制层包括随机不连续纤维复合物（DFC），可以在与用于该部件的结构性纤维状材料相同的过程条件下硬化。准各向同性的断裂预浸渍体采用DFC的形式，其可从Hexcel Corporation（加利福尼亚的Dublin）得到，商标名称为 已经用于多种目的，包括航空物体，如美国专利申请No.11/476,965所述，并且作为制造高强度模具的材料，如美国专利No.7,510,390所述。
准各向同性的（Q-I）预浸渍体包括树脂基体和单向纤维带的区段或“片”。Q-I预浸渍体典型地提供为由断裂单向带预浸渍体的随机导向片制成的垫。这些片的尺寸以及纤维的类型可以根据可机制层的尺寸以及机制得如何精确而变化。优选地，这些片的宽度为1/3英寸，长度为2英寸，厚度为0.006英寸。这些片包括单向纤维，可以是碳、玻璃、芳族聚酰胺、聚乙烯或者通常用于航空领域的任何类型的纤维。碳纤维是优选的。这些片在垫中是随机导向的，它们放置得相对地平。这使得该垫具有横向等方性的属性。
经断裂以形成片或区段的UD带预浸渍体包括树脂基体，可以是通常使用在航空预浸渍体中的任何树脂，包括环氧树脂、酚醛树脂、双马来酰亚胺和氰酸盐。优选使用在纤维状结构中的环氧树脂类型。优选地，热固性树脂采用热塑性材料变韧化，因为它们往往更需要在可机制表面机制时抵抗断裂或层离。这些片的树脂含量也可以在总预浸渍体重量的25与45重量百分比之间变化。具有35与40重量百分比之间的树脂含量的片是优选的。典型地，当形成准各向同性的断开的预浸渍体时，不需要额外的树脂填加至预浸渍体片。存在于初始预浸渍体中的树脂足以将这些片结合到一起以形成该垫。
该准各向同性的断裂的预浸渍体可以通过购买或使得单向预浸渍体带或束制成所需宽度而得到。带或束然后断裂至所需长度的片，这些片平置并且压制到一起以形成随机导向片的垫。这些片由于存在预浸渍体树脂而内在地结合到一起。但是，优选的方法是购买或等同的商业售卖的准各向同性的断裂的预浸渍体。
示例性的优选的准各向同性的断裂的预浸渍体是8552/AS4。该准各向同性的断裂的预浸渍体材料供给为连续卷的垫，46厘米宽，0.20厘米厚。8552/AS4单向纤维预浸渍体用于制造随即地导向于准各向同性垫的片。8552/AS4预浸渍体是0.016厘米厚的碳纤维/环氧树脂单向带并且具有大约145克/平方米的纤维区域重量。该带的树脂含量为38重量百分比，树脂（8552）是热塑性变韧环氧树脂。该带形成裂缝从而形成0.85厘米的条并且切断以得到5厘米长的片。片密度为大约1.52克/立方厘米。其他示例性准各向同性的断裂的预浸渍体可以使用其他的单向预浸渍体带制成，诸如EMC116/AS4（环氧树脂/碳纤维），8552/IM7（热塑性-变韧环氧树脂/碳纤维），3501-6/T650（环氧树脂/碳纤维）以及M21/IM7（热塑性-变韧环氧树脂/碳纤维）。8552/AS4和M21/IM7是优选的准各向同性的断裂的预浸渍体，用于形成根据本发明的可机制层。
优选地，在任何部件被硬化之前，准各向同性的断裂的预浸渍体可以应用至纤维状结构的表面从而形成所需的可机制表面。所得到的未硬化复合材料然后使用传统的模制过程硬化/模制从而形成硬化的复合材料。该硬化的可机制层然后如上所述机制从而得到最终的复合部件。优选地，使用在纤维状支撑件和可机制层中的基体树脂和纤维相同。但是，不同的树脂和/或纤维可以用于纤维状支撑件和可机制层，如果需要的话，只要竖直和/或纤维是可兼容的，并且不会导致硬化或随后机制期间的分层或其他逆向反应。
任何适当的硬化/模制过程可用于处理/模制未处理的复合材料。优选地，纤维状结构和可机制层可以使用多步骤过程通过压制模制进行共同处理，包括对未处理复合材料分级，从而在等温条件下实现模制。未分级备选物也是可用的，并且以倾斜的压制循环或者热压模制而使用。但是，优选地，在硬化之前，未硬化的复合材料可以分级。分级（staging）是敞开烘烤过程，大体地转换可机制层和纤维状结构从柔性材料到坚固固态。在160°C至177°C下分级进行10至20分钟是优选的。分级次数和温度取决于正在模制的部件的尺寸、所需的流量、所需的装载时间量和最终的硬化温度。一旦分级，那么材料被允许冷却并且存储在冷冻器中进行稍后处理。
最终的硬化时间是等热硬化温度的函数并且也取决于正被模制的复合材料和特定树脂基体的尺寸。最终的硬化时间可以小到10分钟，对于3毫米厚或更少的复合材料。作为普通的规则，部件厚度超过3毫米，每增加1.5毫米，则增加5分钟的硬化时间，最小的硬化状态设定在10分钟，204°C，对于3毫米厚或更少的部件。更低的等热硬化温度可用于促进部件装载，或者允许更多的时间平衡压制之前的厚部件中的装料温度。如果不需要分级，那么可以放置在模具中并且在该部件上执行传统的匀变（ramp）和静止（dwell）硬化。但是，分级是优选地，从而限制模制过程期间的树脂流。
使用匹配金属或具有剪切边缘（0.015英寸或更少）的复合模具，在500-2000psi范围的压力下，可机制层和纤维状结构优选地模制从而形成硬化的复合材料。等温模制温度的温度可以从177°C至204°C，硬化时间大体范围为10至45分钟。高压模制典型地用于制造具有复杂形状的部件。对于不具有复杂形状的部件，可使用其他模制过程，如果需要的话。
使用传统真空装袋技术模制未硬化复合材料以形成未硬化复合材料也是合适的。例如，未硬化复合材料可以是包围装袋的（envelope bagged）并且经受传统的热压循环，使用100psi以及全真空，并且增加温度，以每分钟1.7°C到177°C，然后以177°C后期硬化复合材料两个小时。
一旦复合材料被硬化/模制为所需形状，那么可机制表面根据任何已知的机制过程进行机制，从而在需要机制的部件的表面上，移除足够量的可机制层，从DPM到DM。可机制表面的机制可以使用任何已知的通常使用在机制钢中的机制工具和技术实现。这种机制工具典型地采用涂覆有碳化物和金刚石的数控（N/C）切割器。当使用标准机制工具机制根据本发明的可机制层时，大约±0.1毫米或更少的典型的表面公差可以实现。如果需要的话，可以使用细沙材料或者其他磨料抛光材料，如公知的那样，对机制表面进行最后的精确改变。
用于将飞行器的结构性部件连接到一起的示例性结点板示出在图7中的110。结点板110包括经由孔114固紧至飞行器结构的基部部分112和固紧至另一飞行器结构部件的凸缘部分116。凸缘部分116包括根据本发明的可机制层118。可机制层118可以高达20毫米厚。可使用单一模具来形成多个结点板110，其中，凸缘部分具有相同的厚度。具有不同凸缘厚度的一组结点板然后可以采用多重模制的结点板制成，其中，凸缘部分的厚度可以变化高达20毫米从而满足组装几何结构的变化。对于典型的结点板，模制的凸缘部分116（DPM）的整体厚度将处于5与15毫米之间，可机制层处于1与5毫米之间厚。
示例性飞行器固定楔在图8中示出为120。固定楔120包括基部部分122，经由孔123固紧至飞行器结构。固定楔120进一步包括连接至第二飞行器结构的凸缘124。凸缘124包括根据本发明的可机制层126。可机制层126典型地高达5毫米厚，下层纤维状结构为3至20毫米厚。可机制层可以在制造过程期间机制从而生产具有表面轮廓或厚度的范围的一组固定楔和/或其可以在组装操作期间单独地机制，从而确保将固定楔基部和凸缘精确地装配至它们相应的飞行器结构。
示例性的飞行器剪切杆示出为图9中的128。剪切杆128包括基部部分130和凸缘部分132，用于将飞行器的两个结构性部件连接到一起。凸缘部分132包括根据本发明的可机制层134和136。不同量的可机制层134和136可以沿着凸缘部分132的不同位置移除，从而形成厚度变化的边缘和/或轮廓来精确地匹配飞行器结构。可机制层的被移除的量可以从可机制层的厚度的0变化至100%，从而遵循凸缘匹配的飞行器结构的轮廓。
示例性飞行器支架示出在图10中的138。支架138包括基部部分140和两个凸缘部分142和144。支架基部140固紧至一个飞行器结构，第二飞行器结构固紧至凸缘140和142。第二飞行器结构可以插入凸缘之间和/或围绕凸缘。当第二飞行器结构将插入凸缘之间的空间154时，凸缘包括可机制的表面148和152。当第二飞行器结构设计成插入凸缘之间并且围绕凸缘时，那么凸缘将包括可机制表面146、148、150和152。使用四个可机制表面提供相对大范围的可用可机制尺寸（DM）。当支架138包括四个可机制表面时，支架横截面结构类似于图6所示的通用部件，除了可机制表面也可定位在部件52的外表面57和59上。
用于连接飞行器的两个结构到一起的示例性加强肋示出在图11中的160。加强肋160包括基部部分162和凸缘部分164、166和168。凸缘164可以包括根据本发明的可机制层，在一个或两侧上。另外，凸缘166和168可包括在一侧或两侧上的可机制层。
示例性飞行器连杆或凸耳示出在图12中的170。连杆170包括基部部分172，该基部部分包括用于将连杆连接至飞行器结构的孔174。连杆170也包括端部部分176，该部分包括用于连接至销或其他杆状连接器或飞行器结构的孔178。连杆的底侧180可包括根据本发明的可机制层，从而允许基部的模制，以形成精确地匹配其所连接的飞行器结构的表面。另外，限定孔178的环形表面182也可包括可机制表面，从而允许一组连杆由单一模制制成，其中孔178的直径在可机制层厚度的限度内变化。环形表面182的可机制层垂直于UD纤维，典型地用于形成连杆的基部。这种UD纤维易于分层并且当孔直接地机制入UD纤维状主体时磨损。模制可机制层为表面182可解决这些问题，也提供额外的益处，能够机制该表面178为精确的尺寸范围。
示例性飞行器装配件示出在图13中的190。装配件190包括基部板192和凸缘部分194。基部板192包括用于将板连接至飞行器结构的孔196。凸缘194包括用于连接销或其他杆状李娜解气或飞行器结构的孔198。孔198可以与可机制层共线，与连杆170的孔178相同的方式。另外，表面200和202可包括根据本发明的可机制层。表面200和202的机制可以在凸缘194必须精确地装配在飞行器结构的开口中时需要。
许多复合板整体地形成于8552/AS4非连续纤维复合预浸渍体。这些板根据传统的模制技术模制从而形成纤维状支撑件和可机制层由相同材料构成的板。在机制之前，板具有如图4所示相同的横截面，DPM的范围从4.2至6.2毫米。厚度超过4.2毫米的模制板机制为不同程度，使得所有的机制板具有4.2毫米的DM。这些板其中的一些仅机制在一侧上，一些机制在两侧上。测试样品从每个板上切下并且用于进行机械测试，包括张力、压缩和短梁剪切，分别根据ASTM D3039，ASTM D6484和EN2563。在所有情况下，当比较于尚未被机制的板，这些板的机制对测量属性不具有不利的影响。
角度部件示出在图14中的204。角度部件204包括分别具有厚度A和B的部分206和208。许多角度部件204也采用8552/AS4非连续纤维复合预浸渍体模制。一组角度部件模制为形成参考角度部件，其中A和B等于4.2毫米。另一组角度部件模制成提供用于机制的部件，其中，A等于4.2毫米，B等于4.7毫米。这些部件机制成减小部分208的厚度，从而提供机制的角度部件210，如图15所示，其中部分212和214都具有4.2毫米的厚度。测试样品从参考部件和机制部件上切下。样品用于根据ASTM D6415执行层间剪切测试。在所有情况下，当比较于测试净模制角度部件时，角度部件的机制不对测量属性作出不利的影响。
参考部件类似于图3所示的夹具连接件94，使用8552/AS4DFC预浸渍体或用8552单向纤维预浸渍体进行压缩模制。参考夹具连接器模制成1.8毫米的均匀厚度。用于机制的夹具连接器也单独使用8552/AS4DFC预浸渍体或者组合使用8552/AS4DFC和8552单向纤维预浸渍体进行压缩模制。这些可机制夹具连接器与参考夹具连接器相同，除了可机制夹具连接器的侧部100模制为2.3毫米厚。额外的0.5毫米厚包括8552/AS4DFC预浸渍体。这形成两种类型的可机制夹具连接器。一个是，2.3毫米厚的侧部，完全包括模制的8552/AS4DFC预浸渍体，另一个是，2.3毫米厚的侧部，包括1.8毫米厚的模制8552单向纤维预浸渍体层，以及0.5毫米厚的模制8552DFC预浸渍体层，定位在连接器的侧部102上。
可机制层夹具连接器机制在表面102上，从而减小侧部100的厚度到1.8毫米。在任何情况下，夹具连接器都不会模制从而穿透入模制8552单向纤维预浸渍体层。参考和机制夹具连接器采用机械方式固紧至表示典型的弯曲飞行器机身蒙皮和框架组件的两个部件。该夹具连接器然后经受张力和剪切载荷，其为关键因数其中的两个，用于这种类型的主飞行器结构连接。机制的夹具连接器发现为更好地执行，好于处于两个张力和剪切载荷的参考净模制夹具连接器。机制夹具连接器的性能的这一不期望增加据信是至少部分由通过机制获得的部件之间的更好的配合造成。根据本发明，模制的夹具连接件可以精确地机制，从而匹配其他部件的几何结构到更紧的公差，由此减小当使用模制夹具连接器而不采用任何机制时可能产生的预应力量。
从先前实例清楚可知，根据本发明对模制复合部件进行机制带来将连接在部件之间的连接件强化的益处。另外，将8552/AS4DFC预浸渍体的可机制层包括在UD纤维状体的表面上被发现是，提供增加UD纤维状体的损坏公差的未预料的额外益处。
已经因此描述本发明的示例性实施例，应当指出，本领域技术人员在公开范围内仅仅是示例性的，各种其他变形、改变和改进可以在本发明的范围内作出。因此，本发明并不局限于上述实施例，而是仅仅由随后的权利要求限制。

Claims (21)

1.一种复合材料，能够机制从而形成具有至少一个机制表面的机制复合部件，所述复合材料包括：
纤维状结构，包括连续纤维和第一树脂基体，所述纤维状结构具有至少一个表面；以及
定位在所述纤维状结构的所述表面上的可机制层，所述可机制层包括非连续的纤维复合物，其包括随机导向的短纤维和第二树脂基体，其中，所述随机导向的短纤维采用单向纤维带的随机导向区段的形式，其中，所述可机制层足够厚，从而允许机制所述可机制层以移除所述随机导向的短纤维和所述第二树脂基体的一部分，从而在不穿透所述纤维状结构的情况下，形成所述机制表面。
2.根据权利要求1所述的复合材料，其中，所述纤维状结构包括单向纤维。
3.根据权利要求1所述的复合材料，能够机制从而形成具有至少一个机制尺寸的复合部件，所述纤维状结构具有至少两个表面，其中所述两个表面通过一尺寸分离开，其中，所述可机制层位于所述两个表面的至少一个上，从而增加或减小所述尺寸，从而形成预机制尺寸，所述可机制层足够厚，使得所述尺寸与所述预机制尺寸之间的差大于所述尺寸与所述机制尺寸之间的差。
4.一种包括根据权利要求3所述的复合材料的机制复合部件，所述复合材料已经机制为移除足够量的所述随机导向的短纤维和所述第二树脂基体，从而增加或减小所述预机制尺寸到所述机制尺寸。
5.根据权利要求3的复合材料，其中，所述可机制层定位在所述表面的每个上，在其间具有所述尺寸。
6.一种包括根据权利要求5所述的复合材料的机制复合部件，所述复合材料已经机制为移除足够量的所述随机导向的短纤维和所述第二树脂基体，从而增加或减小所述预机制尺寸到所述机制尺寸。
7.根据权利要求1所述的复合材料，其中，所述随机导向的短纤维是碳纤维。
8.一种制造复合材料的方法，所述复合材料能够机制从而形成具有至少一个机制表面的复合部件，所述方法包括下述步骤：
形成包括连续纤维和未硬化第一树脂基体的纤维状结构，所述纤维状结构具有至少一个表面；
形成定位在所述纤维状结构的所述表面的一个或多个上的可机制层，所述可机制层包括非连续的纤维复合物，其包括随机导向的短纤维和未硬化第二树脂基体，其中，所述随机导向的短纤维采用单向纤维带的随机导向区段的形式，其中，所述可机制层足够厚，从而允许机制所述随机导向的短纤维和所述第二树脂基体，从而在不穿透所述纤维状结构的情况下，形成所述机制表面；以及
在所述纤维状结构和所述可机制层中硬化所述未硬化的树脂基体。
9.一种根据权利要求8所述的制造复合材料的方法，其中，所述纤维状结构包括单向纤维。
10.一种根据权利要求8所述的制造复合材料的方法，其中，所述随机导向的短纤维是碳纤维。
11.一种形成复合部件的方法，包括下述步骤：
形成根据权利要求3所述的复合材料；以及
机制所述复合材料以移除足够量的所述随机导向的短纤维和所述第二树脂基体，从而在不穿透所述纤维状结构的情况下，形成所述机制表面。
12.一种根据权利要求11所述的形成复合部件的方法，其中，所述复合材料机制从而形成具有至少一个机制尺寸的复合部件，其中，所述纤维状结构具有至少两个表面，其中所述两个表面通过一尺寸分离开，其中，所述可机制层位于所述两个表面的至少一个上，从而增加或减小所述尺寸，以形成预机制尺寸，所述可机制层足够厚，使得所述尺寸与所述预机制尺寸之间的差大于所述尺寸与所述机制尺寸之间的差。
13.一种组件，包括：
包括纤维状结构的第一部件，包括连续纤维和第一硬化树脂基体，所述纤维状结构具有至少一个表面和定位在所述表面上的层，所述层包括非连续的纤维复合物，其包括随机导向的短纤维以及硬化的第二树脂基体，其中，所述随机导向的短纤维采用单向纤维带的随机导向区段的形式，所述层已经机制以移除所述随机导向的短纤维和所述第二树脂基体的一部分从而形成机制表面；以及
连接至所述第一部件的第二部件，所述第二部件包括配合抵靠所述第一部件上的所述机制表面的至少一个表面。
14.根据权利要求13所述的组件，其中，所述第一部件和第二部件采用固紧件连接到一起。
15.根据权利要求13所述的组件，其中，所述第一部件包括第二表面和定位在所述第二表面上的第二层，所述第二层包括非连续的纤维复合物，其包括随机导向的短纤维以及硬化的树脂基体，所述第二层已经机制以移除所述随机导向的短纤维和所述第二树脂基体的一部分从而形成第二机制表面，其中所述第二部件包括配合抵靠所述第一部件上的所述第二机制表面的第二表面。
16.根据权利要求15所述的组件，其中，所述第一和第二表面定位在所述第二部件上，从而限定开口，在所述开口中，所述第一部件定位，由此使得所述第一机制表面装配抵靠所述第二部件的第一表面并且使得所述第二机制表面装配抵靠所述第二部件的第二表面。
17.根据权利要求15所述的组件，其中，所述第一和第二机制表面定位在所述第一部件上，从而限定开口，在所述开口中，所述第二部件定位，由此使得所述第一机制表面装配抵靠所述第二部件的第一表面并且使得所述第二机制表面装配抵靠所述第二部件的第二表面。
18.根据权利要求15所述的组件，其中，所述第一部件和第二部件采用固紧件连接到一起。
19.根据权利要求13所述的组件，其中，所述随机导向的短纤维是碳纤维。
20.一种包括根据权利要求13所述的组件的飞机。
21.一种包括根据权利要求15所述的组件的飞机。
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