CN105189093A - 多组件复合材料结构体 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种能够固化形成多组件复合材料结构体的复合材料组装件，该多组件复合材料结构体沿着各构件之间的边界不具有微裂纹。复合材料组装件包括结构构件和可模塑构件，其中结构构件和可模塑构件在两个构件之间的界面或边界处的热膨胀系数使得当复合材料组装件固化形成多组件复合材料结构体时沿着所述界面不形成微裂纹。

Description

多组件复合材料结构体
发明的背景
1.技术领域
本发明一般地涉及多组件或混合(hybrid)复合材料结构体，其通过对未固化复合材料组装件进行模塑而制备，该未固化复合材料组装件由包埋在可模塑构件中的结构构件所构成。结构构件与可模塑构件的组合实现了利用通过结构构件提供的增加强度，同时仍然能够形成形状相对复杂的复合材料结构体。更具体地，本发明涉及消除倾向于在模塑未固化复合材料组装件期间沿着结构构件和可模塑构件之间的界面形成的微裂纹。
2.相关领域的描述
复合材料通常包括纤维和树脂基质作为两种基本成分。复合材料通常具有较高的强度重量比。因此，复合材料目前用于要求高的环境中，例如航空航天领域，其中高强度和较轻重量的复合材料部件是特别重要的。
已经开发出了不连续纤维复合材料(DFC)，其能够被精确的模塑和机加工以形成各种各样的较复杂的结构体。该复合材料由无规取向的单向带片段构成，该单向带片段浸渍有热固性树脂。这种类型的准各向同性纤维材料已经用来制备模具和各种航空航天用的构件。该材料可从HexcelCorporation(Dublin,CA)以商标名获得。使用制造的这些类型的部件的实例记载于美国专利USNos.7,510,390；7,960,674以及公布的美国专利申请US2012-0040169-A1中，将它们的内容引用在此作为参考。
在许多承重复合材料结构体或元件中使用的纤维为单向且连续的。当承重结构体相对于结构体的宽度和厚度较长时，这种单向(UD)纤维是特别有利的。翼梁、支柱、链接、框架、肋间、梁、外壳、面板、喷气发动机叶片和叶轮、为各种较长且设计用来携带大荷载的航空器结构体的实例。
UD纤维一般设置成平行连续纤维的带或层，其可以浸渍有热固性树脂。UD纤维的带或层具有宽度和厚度，其中纤维在长度方向上单向延伸。如果带在厚度方向弯曲，则UD纤维层通常能够成形为弯曲结构体。形成UD纤维层在UD层的宽度方向上弯曲的弯曲结构体是相当困难的。已经开发出了一些方法以实现在宽度方向上弯曲UD纤维层。这些方法涉及扭曲UD纤维，然后在宽度方向弯曲UD层。这样的方法记载于公布的美国专利申请US2010-0173143-A1和US2010-0173152-A1中，将其内容引入在此作为参考。这些弯曲方法允许UD纤维层形成强固的结构部件，该结构部件在厚度和/或宽度方向具有一些曲率。然而，仅使用UD纤维层形成复杂的可机加工的结构体仍旧很困难。
DFC材料完全适合用于所需的复合材料结构体具有较复杂的形状和/或要求固化后机加工的那些情况。然而，存在许多情况，其中期望以连续UD纤维增强一个或多个DFC结构段。这样的多组件或混合复合材料结构体由DFC材料作为可模塑构件以及连续UD纤维作为结构构件构成。UD纤维包埋在DFC材料中以在结构体的以下区域中提供结构增强，该区域要求由连续UD纤维提供的额外强度。
DFC/UD混合复合材料结构体一般通过首先形成未固化复合材料组装件来制备，该未固化复合材料组装件包括连续UD纤维作为组装件的结构构件以及包括DFC材料作为可模塑构件。该组装件在模具中于高压和高温下固化以制造多组件复合材料结构体。结构构件由一个或多个UD结构元件制成，该UD结构元件在策略上置于结构内向可模塑构件提供所需程度的增强。
当材料在模塑工艺期间受热并固化时，DFC材料和连续UD纤维层倾向于以不同的速率膨胀。这些材料在模塑期间膨胀的速率表述为热膨胀系数(CTE)。会沿着不同构件之间的界面和边界发生的微裂纹在将混合复合材料组装而形成多组件复合材料结构体时受到主要关注。当各个构件之间的CTE的差异增加时，微裂纹更加成为问题。DFC材料和UD纤维层之间CTE差异足够的大，以致于微裂纹会在这两个构件结合而模塑成多组件复合材料结构体时变成问题。
期望提供一种从DFC材料和UD纤维制备多组件结构体的方法，其中在高温模塑期间避免了沿两种材料之间界面的微裂纹。微裂纹的消除在多个UD结构元件与DFC材料结合并模塑形成混合结构体的情况中特别成问题。
发明内容
根据本发明，发现含有以结构构件强化的可模塑构件的未固化复合材料组装件，能够模塑形成多组件结构体，其沿着两个构件之间的界面不具有微裂纹。本发明部分地基于以下发现：可以控制结构构件的尺寸、形状和CTE使得在模塑工艺中沿着各构件之间的界面不会形成微裂纹。
本发明涉及能够固化形成多组件复合材料结构体的复合材料组装件。复合材料组装件包括由一个或多个结构元件构成的结构构件。各个结构元件包括未固化的热固性树脂和单向连续纤维。复合材料组装件还包括由可模塑体构成的可模塑构件，该可模塑体包括未固化的热固性树脂和不连续的纤维。作为本发明的特征，结构构件和可模塑构件在两个构件的界面处的热膨胀系数使得当所述复合材料组装件固化形成多组件复合材料结构体时沿着界面不形成微裂纹。
作为本发明的另一个特征，通过在结构构件中包括多向连续纤维使得结构构件的CTE更加接近地匹配可模塑构件的CTE。多向连续纤维的CTE倾向于更加接近地匹配可模塑构件的CTE。多向连续纤维可以分布在整个结构构件上，向结构构件提供比较均匀的CTE。多向连续纤维还可以在与可模塑构件的界面的附近聚集，在UD纤维和DFC模塑材料之间起CTE“缓冲”作用。
本发明特别可用于制备多组件结构体，其中该结构构件由多个包埋在可模塑构件中的结构元件构成。使用多个结构元件增加了在结构构件和可模塑构件之间的界面的复杂性和数量。本发明设计用来避免在这种复杂的、多界面复合结构体中的微裂纹的形成。
本发明的上述和许多其他特征和伴随的优势将通过参考下面的详细说明并配合附图得到更好的理解。
附图的简要说明
图1为示例性未固化复合材料组装件在其置于模具(未示出)中并形成其最终形状、然后在高温高压下固化形成航空器窗框(其为根据本发明的多组件复合材料结构体)的透视图。
图2为示例性复合材料组装件在其置于模具(未示出)中并形成其最终形状、然后在高温高压下固化形成航空器入口开盖(其为根据本发明的多组件复合材料结构体)的透视图。该未固化的入口开盖显示具有连接孔，该连接孔通常不存在于未固化复合材料组装件中。连接孔通常在模制完成后机加工至入口开口中。
图3为图1中显示的示例性复合材料组装件的代表性截面视图。
图4为根据本发明的示例性结构元件的代表性截面视图，其中连续UD纤维的层与多向连续纤维的层交替以提供含有UD纤维的结构构件，但是该结构元件的CTE更接近地匹配制备可模塑构件的DFC材料。
图5为备选的示例性复合材料组装件的代表性截面视图，该复合材料组装件位于模具(未示出)内，然后固化形成备选的航空器窗框。
图6为在图2中显示的示例性复合材料组装件的代表性截面视图。
图7为在将预成型体置于模具中并形成其最终形状用于模制形成图1和3显示的示例性复合材料组装件之前的预成型体的截面视图。
图8为在将预成型体置于模具中并形成其最终形状用于模制形成图5显示的示例性复合材料组装件之前的预成型体的截面视图。
发明详述
本发明可用于期望将单向纤维与可模塑的复合材料组合形成多组件或混合复合材料结构体的多种多样的情况中。这样的混合复合材料结构体可用于需要由单向纤维提供的强度与由复合材料模塑配料提供的可模塑性/可机加工性的组合的情况中。本发明可用于需要较强固的且具有复杂形状的结构体的任何情况中。
本发明特别可用于混合航空器结构体，该混合航空器结构体要求使用模塑配料与单向纤维增强的组合以同时满足强度和尺寸公差。示例性航空器结构体包括窗框、入口开盖、喷射式发动机的出口导向叶片、推力反向器级联、各种发动机机翼、入口门、支架、接头、角撑件、夹具/夹板、肋间、盘、翼缘和航空航天结构体的加强件。
图1和3中以10示出了示例性未固化复合材料组装件。显示了复合材料组装件，正如将其置于合适的模具(未示出)中并形成为其最终形状、然后在升高的温度和较高的压力下模制形成多组件复合材料结构体时看上去那样。如图3所示，复合材料组装件10包括由结构元件制成的结构构件11，该结构元件由UD纤维体12和多向连续纤维体14构成。复合材料组装件10进一步包括可模塑构件16。可模塑构件16具有面18。结构构件11具有由UD纤维体12的面20和多向纤维体14的面22构成的面。可模塑构件面18与结构构件的面20和22的接合形成了可模塑构件和结构构件之间的界面24。
未固化复合材料组装件10由预成型体形成，在该预成型体中模塑配料位于结构构件的顶部。示例性预成型体在图7中以10a示出。在预成型体10a中，模塑配料16a位于结构构件11a上的量足以确保当预成型体10a形成其如图1和3中所示的最终形状时，模塑配料16a在模具中流动，正如箭头15所表示的，以填满模具腔16P(以阴影显示)。当预成形体置于模具中时，会有模塑配料的实质运动。然而，结构元件12a和14a位于预成型体中使得当预成型体10a置于模具内并形成其最终形状然后固化时它们不以任何显著的程度发生移动。这实现了将结构元件精确地置于部件内，同时包括根据需要在模具中发生移动以形成期望最终形状的模塑配料。
模塑配料16可在置于模具中进行操作，使得它接近地匹配最终复合材料结构体的形状。然而，难以精确地形成匹配图1和3中显示的形状的预成型体，其中椭圆壁从基板垂直延伸。因此，优选的是模塑配料16a简单地位于结构元件12a和14a上，如图7所示，使用模具用来将模塑配料16a和结构元件12a和14a形成期望最终形状的复合材料组装件10。一旦在模具中，复合材料组装件10和所得航空器窗框之间的基本差异为在未固化组装件10中存在的热固性树脂必须完全固化。
根据本发明，可模塑构件在界面24处的热膨胀系数(CTE)和结构构件在界面24处的CTE使得当复合材料组装件10固化/模制时沿着界面不形成微裂纹。该两个构件在界面24处的CTE必须彼此足够接近，从而不形成微裂纹。当两个邻接材料的CTE至少在一个方向上不同时，由膨胀或收缩产生超出材料抵抗裂纹的能力的局部应变，通常形成微裂纹。当设计可以模塑而没有裂纹的复合材料组装件时必须考虑UD纤维体12和多向纤维体14的CTE以及两个主体的尺寸、形状和相对取向。
一般而言，较大的结构构件的CTE应当更接近地匹配可模塑构件的CTE。类似地，较大和/或更复杂的界面要求结构构件在界面处的CTE更接近地匹配可模塑构件的CTE。对于给定结构构件和可模塑构件的组合，可以容忍而不会因模塑诱导微裂纹的CTE的差异可以通过常规试验方法确定。
根据本发明使用的模塑配料和结构元件由纤维和树脂构成。纤维如碳纤维的CTE(每百万分之一/℃)接近零。因此，复合材料的CTE的大多数是由于树脂基质的膨胀和收缩。在其中纤维为不连续和无规取向的整体模塑配料中，CTE倾向在所有方向都是均匀的。对于其中纤维为准各向同性取向的模塑配料的片层，CTE在所有平面方向上为均匀的。准各向同性碳纤维/环氧树脂模塑配料的典型片层的平面CTE在2–4ppm/℃的量级。在垂直于模塑配料片层平面的方向上的CTE更多地受到树脂基质的控制，并且倾向于大于平面CTE。对于准各向同性模塑配料的片层而言，在垂直方向上的CTE通常在20至40ppm/℃的量级。
结构元件的CTE高度依赖于纤维的方向。例如，UD预浸料在平行于纤维的方向(X方向)上的CTE主要是由于纤维。基质树脂对CTE的贡献非常小。因此，UD预浸料在X方向上的CTE非常接近零。示例性碳纤维/环氧树脂UD预浸料在X方向上的CTE为0.01ppm/℃。相同UD预浸料在垂直于UD纤维(Y和Z方向)的方向上的CTE为30–40ppm/℃，这主要是由于树脂基质的CTE。
编织纤维制成的结构构件还呈现因纤维取向而发生变化的CTE。然而，X、Y和Z方向的CTE之间的差异没有UD预浸料中那样大，这是因为并不是所有的纤维都彼此平行。编织纤维预浸料在X和Y方向上的CTE与X方向上的UD预浸料相比更加倾向于受基质树脂所控制。因此，编织预浸料在X和Y方向上的CTE一般在一定程度上位于类似UD预浸料在X方向上的CET和UD预浸料在Y/Z方向上的CTE之间。编织纤维预浸料在Z方向上的CTE类似于类似UD预浸料在Z方向上的CTE，这是由于在这两种类型的预浸料中的基质树脂以类似的方式对Z方向的CTE有贡献。
在单个构件完全固化后，使用常规方法测量模塑构件或结构构件的CTE。这些构件在冷却时收缩，在受热时膨胀。微裂纹会在构件收缩或膨胀期间形成。构件的CTE，如在构件完全固化后测量的，被认为是从模塑/固化温度开始冷却构件期间发生的热收缩的量度。实际上，构件的固化温度最可能是该构件在构件的生命期内所接触的最高温度。模塑部件的起始冷却期间发生的收缩可以是各种构件之间的相当大的应变的来源，该相当大的应变在应变超过构件抵抗裂纹的能力时导致微裂纹。
连续多向纤维的CTE倾向于比UD纤维层更接近地匹配DFC材料的CTE，前提是树脂基质相同或相近。多向纤维体14主要由编织纤维构成，使得纤维体14的CTE比较接近可模塑构件16在界面24处的CTE。因此，沿着多向纤维体14和可模塑构件16之间的界面发生微裂纹的风险是最小的。然而，如果UD纤维体12仅由UD纤维层构成，那么微裂纹的风险由于可模塑构件的DFC材料和完全由UD纤维制成的主体之间的CTE的差异增加而增加。这在相对于UD纤维体的Z方向上特别成问题，因为UD纤维体在该方向上的CTE相对较高，这是有树脂基质的CTE所驱使的。沿着组装体表面布置UD纤维体12允许该增加的应变发生在Z方向而不导致微裂纹。UD纤维体12在X-Y平面中为椭圆形。在该方向上的CTE主要是由于UD纤维，使得CTE低于Z方向上的CTE。在X-Y平面中的(例如在固化循环冷却阶段期间的)膨胀或收缩也受到周围模塑配料的限制。
根据本发明，微裂纹的风险通过以下方式而基本消除：确保UD纤维体12位于组装件中并取向，使得UD纤维体12在该方向上的CTE足够接近可模塑构件的CTE以避免沿着构件界面的微裂纹。图4显示示例性UD纤维体12的详细代表图，其中连续UD纤维的层26与多向连续纤维的层28交替。将多向连续纤维添加至UD纤维体12改变了主体12的整体CTE，使得其更接近地匹配可模塑构件16的CTE。这降低了微裂纹的可能性，但是也减少了纤维体的单向性质。UD纤维层和多向纤维层的数量可以变化以提供所需的结构性质，同时保持CTE曲线(profiles)足以避免界面24处的微裂纹。已经发现沿着界面24使用多向纤维是优选的，这是因为多向纤维的CTE更接近地匹配模塑配料中的无规不连续的纤维的CTE，由此减少了在它们树脂界面处的局部应变。
在图4中，多向连续纤维层28意在以图示方式显示编织纤维层，其中纤维相对于UD纤维的取向在0/90和+45/-45之间交替变化。此仅为示例性目的。编织纤维相对于UD纤维可以为各种取向，并且各种层可以具有相同或不同的取向。没有必要在UD纤维层和编织纤维层之间交替各层。优选的是靠近界面24设置一个或多个编织纤维的层，如图4所示。编织纤维的各层在较低CTE可模塑构件和较高CETUD纤维层之间起到CTE缓冲区域的作用。
多向纤维体14邻接UD纤维体12以在固化复合材料组装件10期间分散CTE诱导的应力。两个主体之间的接合部23位于组装件10的较厚的段，其中两个主体在横向上彼此延伸进入组装件的较薄的段。在交替取向中，多向纤维体14可以位于UD纤维体12和可模塑构件16之间，起到CTE缓冲的作用。在另一种情况中，多向纤维体位于UD纤维体的高CTE方向的一侧，与抵接UD纤维体的低CTE方向的端部相对。
用来形成示例性窗框的复合材料组装件的一个备选实施方案在图5中以30示出。在该实施方案中，结构构件32与图3中所示的结构构件11比较而言比较薄。窗框的可模塑构件也由DFC材料构成。可模塑构件以34示出。在该实施方案中，至多几个层的连续UD纤维层用来形成结构构件。该较薄的结构构件可以DFC材料模制以制备沿着UD纤维/DFC材料界面不产生微裂纹的窗框。
结构构件32的高CTE方向为Z方向。可模塑构件位于结构构件32的仅一侧上。这样选择DFC材料和UD纤维层在Z方向上的CTE差异，使得微裂纹不会在模制部件冷却期间发生。CTE的差异可以较大，因为UD纤维层位于部件的发生热收缩/膨胀但没有微裂纹的表面处。X–Y平面中的CTE少得多，这是因为UD纤维形成了连续圈，其不具有形成与DFC材料的界面的暴露端。这种类型的封闭圈构型相对于使用UD纤维层的多个段是优选的，该UD纤维层的多个段在各段的端部形成多个界面。
如果结构构件厚度和CTE差异的组合导致在模制窗框30期间形成微裂纹，那么优选多向纤维与根据图4所示实施方案的UD纤维层结合。或者，一个或多个编织纤维层可以置于UD纤维层32和可模塑构件34之间以提供两个构件之间的CTE缓冲。
如图8所示，优选预成型体30a如下制备，其中模塑配料34a邻接UD纤维层32a。模塑配料34a位于UD纤维层32a上的量足以确保模塑配料34a在模具中流动，如箭头35所表示的，从而当预成型体30a形成为其如图5所示的最终形状时填满模具腔34P(以阴影显示)。在预成型体置于模具内时可以存在模塑配料34a的显著移动。然而，UD纤维层32a位于接触与压盖(pressclosure)和压力垂直的模具底表面的预成型体表面上，使得它们在预成型体30a置于模具内并形成其最终形状然后模制时不以显著程度移动。这实现了将UD纤维层精确地置于部件内，同时包括模塑配料，该模塑配料可根据需要在模具中移动以形成所需的最终形状。
如前文对于图1和3中所示的实施方案所述的，模塑配料34可以在置入模具之前预成型，使得其接近地匹配最终复合材料结构体的形状。然而，精确地形成匹配图5中所示的形状也是困难的，在图5中椭圆形壁还从基板上垂直地延伸出来。因此，优选的是模塑配料34a简单地位于结构元件12a和14a上，如图8所示，其中使用模具将模塑配料34a和UD纤维层32a形成为所需最终形状的复合材料组装件30。一旦在模具中，复合材料组装件30与所生成的航空器窗框之间的主要差异为在未固化组装件30中存在的热固性树脂必须完全固化。
应注意到，图3和5中显示的UD纤维层在宽度方向弯曲，从而在模制窗框内形成了平面增强的圈。换句话说，UD纤维在X-Y平面中形成共平面层，并且UD纤维层在其弯曲形成增强圈时保持在X-Y平面内。这种类型的UD纤维圈构型优选使用在相关领域的描述中提到的UD预扭转的方法制备。
模制形成航空器入口开口盖的示例性复合材料组装件示于图2和6的40处。组装件40包括可模塑构件42和结构构件，可模塑构件42由DFC材料构成，该结构构件由结构元件44和46构成。连接孔48示出在复合材料组装件中。这些孔可以在未固化复合材料组装件中形成(如所示的)，或者它们可以在模制完成后经钻孔或以其他方式机加工至多组件结构体中。
两个结构元件44和46被模塑构件42完全包围。结构元件44成圈(hoop)的形式，包括面44a、44b、44c和44d，其与可模塑构件42形成了管状界面。该管状界面具有矩形横截面。结构元件46也成圈的形式，包括面46a、46b、46c和46d。结构元件46与可模塑构件42形成第二管状界面。该第二管状界面也具有矩形横截面。
结构元件44包括以56表示的UD纤维层和以50、52和54表示的编织纤维层的组合。结构元件46显示具有单个UD纤维层62，夹在编织纤维层58和60之间。UD纤维层和编织纤维层在结构元件44和46上的数目和取向仅为示例性的。具有不同数目的层的其他取向也是可行。例如，可以使用图4所示类型的结构元件。如前文所述，优选一个或多个编织纤维层位于UD纤维层和模塑构件之间，从而起到UD纤维层和模塑构件之间的CTE缓冲的作用。
制成结构元件44的UD纤维层以与图3和5中所示UD结构元件相同的方式在宽度方向上弯曲。UD纤维在X-Y平面上形成共平面层，并且它们随着圈的形成保持在X-Y平面中。如前文所述的，这种类型的UD纤维圈构型优选使用在相关技术的描述中提到的预扭转方法制备。相反，在结构元件46中的UD纤维层在厚度方向弯曲。UD纤维形成在Z方向延伸的层(基本上垂直于元件44的UD纤维层)。UD纤维增强圈通过在X-Y方向上弯曲UD层而形成。这种类型的UD纤维圈构型不使用结构元件44所需的预扭转而形成。这两种类型的UD纤维层的CTE在垂直于UD纤维的方向上以及在平行于UD纤维的方向上均是类似的。
在可模塑构件内使用多个结构元件，如图6所示，呈现了设置较为复杂的界面，这增加了微裂纹形成的机会。本发明通过减少结构元件和模塑构件之间CTE差异和/或通过提供各构件之间的整体CTE缓冲解决了与多个复杂界面构型相关的微裂纹问题。在邻近结构元件44和46中的UD纤维优选在相同方向上取向，如图6所示，使得邻近元件的UD纤维层的各方向性CTE匹配。对结构元件进行取向，从而避免邻近元件的UD纤维彼此垂直，这是因为在两个元件之间的界面或区域处会存在各方向性CTE的显著差异。
在DFC,UD纤维层和/或多向纤维层中使用的未固化树脂可以由通常用于结构应用的任何热固性树脂或热塑性树脂构成。在三个不同纤维材料中的树脂可以是不同的。然而，优选的是在结构构件和可模塑构件中使用的树脂相同或基本相似，从而最小化各构件之间的CTE。此外，可以这样选择树脂使得导致树脂失效性质的应变足够高，从而抵挡邻近构件所经历的热应变且不形成微裂纹或以其他方式失效。如上所讨论的，选择纤维取向和类型，从而将树脂在各构件之间的界面处所经历的应变最小化。
优选地，在可模塑构件和结构构件中的未固化树脂的量将会在整个构件重量的25至45重量％之间。未固化树脂可以为在结构性复合材料中使用的环氧树脂、双马来酰亚胺树脂、聚酰亚胺树脂、聚酯树脂、乙烯基酯树脂、氰酸酯树脂、酚醛树脂或热塑性树脂。示例性的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)。以热塑性材料如PES、PEI和/或PAI增韧的环氧树脂是优选的树脂基质。通常存在于航空航天工业中使用的这种类型的UD带中的树脂是优选的。适合用作树脂基质的示例性热塑性增韧树脂记载于美国专利Nos.7,754,322和7,968,179以及美国专利申请No.12/764,636中，它们的内容作为参考引入在此。
可模塑构件优选由浸渍有树脂的单向带的无规取向段所构成。这种类型的材料通常是指准各向同性切碎的预浸料(quasi-isotropicchoppedprepreg)。准各相同性的切碎预浸料为无规不连续纤维复合材料(DFC)的形式，其可从HexcelCorporation(Dublin,CA)以商品名购得。如前文所述的，已经用于各种目的，包括航空航天制品和高强度模具。
准各向同性(Q-I)预浸料由单向纤维带和树脂基质的片段或“碎片”构成。Q-I预浸料通常以由切碎单向带预浸料的无规取向的碎片所构成的垫子来提供。取决于预成型的尺寸和形状以及预成型必须如何精确地加工以满足尺寸公差(如果有的话)，碎片的尺寸以及纤维的类型可以变化。优选碎片为1/3英寸宽、2英寸长且0.006英寸厚。碎片包括单向纤维，其可以为碳纤维、玻璃纤维、芳族聚酰胺纤维、聚乙烯纤维或通常用于航空航天工业中的任何类型的纤维。优选碳纤维。该碎片在垫子中无规取向，并且它们相对较平坦。这向垫子提供了横向各向同性性质。
经切碎以形成碎片或片段的UD带预浸料包括树脂基质，其可以为前文所述的通常用于航空航天工业预浸料中的任何树脂。以热塑性材料增韧的热固性环氧树脂是优选的，因为如果需要对最终复合材料部件进行机加工的话，它们倾向于对断裂和分层更加有抵抗力。碎片的树脂含量还可以在25至45重量％的全部预浸料重量范围变化。树脂含量在35至40重量％的碎片是优选的。在形成准各向同性碎片预浸料时，通常不将另外的树脂加入到预浸料碎片中。在初始UD带预浸料中存在的树脂足以将碎片粘合在一起形成垫子。
准各向同性(Q-I)切碎的预浸料可以通过购买获得，或者通过制备所需宽度的单向预浸料带或丝束而获得。然后将带或丝束切碎成所需长度的碎片，并且将碎片无规置于层中以形成可模塑构件。无规放置的UD预浸料碎片与结构构件组合并压制在一起以形成未固化复合材料组装件(预成型体)。当压制在一起时，单个无规取向的UD预浸料碎片由于存在预浸料树脂而固有地粘合在一起。然而，优选的方法购买或等同的市售获得的准各向同性的切碎预浸料，其以材料片层供应，然后用于形成复合材料组装件的可模塑构件。
示例性优选的准各向同性的切碎预浸料材料为AS4/8552。该准各向同性的切碎预浸料材料以46cm宽和0.20cm厚的垫子的连续卷来供应。AS4/8552单向纤维预浸料用来制造在准各向同性垫子中无规取向的碎片。AS4/8552预浸料为碳纤维(AS4)/环氧树脂(8552)单向带，其为0.016cm厚，并具有约145g/m2的纤维面积重量。该带的树脂含量为38重量％，其中树脂(8552)为热塑性增韧的环氧树脂。将带切开以提供0.85cm的条并切碎以提供5cm长的碎片。碎片密度为约1.52g/cm3。其他示例性准各向同性的切碎预浸料可以使用其他单向预浸料带如EMCAS4/IM7(环氧树脂/碳纤维)、IM7/8552(热塑性增韧的环氧树脂/碳纤维)、3501-6/T650(环氧树脂/碳纤维)和IM7/M21(热塑性增韧的环氧树脂/碳纤维)制备。AS4/8552和M21/IM7为优选的用于形成构件本发明的可模塑构件的准各向同性的切碎预浸料。
其他类型的DFC模塑材料可以用来形成可模塑构件，条件是它们满足所需结构的必要强度和可机加工性要求。这样的模塑材料通常包括无规取向的切碎纤维，其以树脂浸渍。然而，为了确保模塑材料足够强固，并且同时可模塑和可机加工，优选的是切碎单向纤维或带形成可模塑构件的至少90重量％。
制造结构构件的结构元件包括一层或多层的UD纤维。用来制造DFC模塑材料的相同的UD纤维预浸料带还可以用来形成结构元件。差异为结构元件通过一层或多层连续UD纤维形成，而在可模塑构件中的UD纤维为不连续的且准各向同性取向的。
在结构元件中使用的UD纤维可以含有数百根细丝至12,000或更多根细丝。UD纤维通常以由单向取向的连续纤维制成的带来供应。UD带为优选类型的用于形成纤维结构体的预浸料。单向带可从市售来源获得，或者其可以使用已知预浸料形成工艺来制造。UD带的尺寸可以根据所制造的特定的复合材料部件在广泛范围中选择。例如，UD带的宽度可以在0.5英寸至1英尺或更多的范围中。带通常为0.004至0.012英寸(0.01至0.03cm)厚，并且UD带的长度(平行于连续UD纤维的维度)可以在0.5英寸(1.3cm)至最大数英尺(1米)或更多的范围中变化，依赖于结构元件的尺寸和形状。
可以用来制造结构元件的优选的示例性市售可得的单向预浸料为8552，其可从HexcelCorporation(Dublin,California)获得。8552可以多种单向带构造获得，其含有量在34至38重量％范围的胺固化的增韧环氧树脂基质和具有3,000至12,000根细丝的碳或玻璃UD纤维。纤维通常占UD带的60体积％。优选的UD纤维为碳纤维。可以在结构元件中使用其他单向预浸料带。这些UD预浸料带包括EMC116/AS4(环氧树脂/碳纤维)、8552/IM7(热塑性增韧的环氧树脂/碳纤维)、3501-6/T650(环氧树脂/碳纤维)和M21/IM7(热塑性增韧的环氧树脂/碳纤维)。该类型的UD带在平行于纤维的方向的CTE接近0(0.01ppm/℃)，并且在垂直于UD纤维的方向上在30至40ppm/℃之间。
与UD纤维层组合以形成结构元件的多向纤维层可以为无纺的或编织的纤维织物或者薄纱(veil)形式的无规取向的连续纤维。可以使用其他类型的多向连续纤维取向，但是优选的是多向纤维层(包括基质树脂)的CTE在DFC模塑材料和UD纤维层预浸料的CTE之间。优选的是多向纤维层的CTE接近在模塑构件中的DFC材料的CTE和在结构构件中的UD纤维层的CTE之间的中值(halfway)。“接近(closeto)”表示多向层的CTE与DFC材料和UD纤维层的CTE之间的中值(halfwaypoint)相差20％之内。
在一些情况中，可以在给定结构元件中使用一层或多层DFC模塑材料代替编织多向纤维层。然而，优选的是将这样使用DFC模塑材料限制在结构元件的中心部分，以及优选的是在结构元件内部使用的DFC模塑材料保持足够的低以避免可能存在于结构元件内部的微裂纹。DFC模塑材料层可以与UD纤维层以与编织多向纤维层相同的方式交替，如果需要的话。
在多向纤维层用作树脂基质的树脂应当与在DFC模塑材料和UD纤维层中使用的树脂相同。纤维应当也相同。由于三种不同类型材料的CTE取决于纤维的树脂基质、纤维取向、纤维类型和树脂荷载，可以通过改变这四个参数精细调节材料的CTE。优选地，DFC模塑材料、UD纤维层和多向纤维层的树脂类型、纤维类型和树脂荷载相同或相似。此外，邻近构件的纤维应当如此取向使得任何邻近构件的高CTE方向和低CTE方向匹配从而最小化在各构件之间的界面处的方向性CTE的差异。
复合材料组装件的模制根据已知的DFC的模制方法实施。未固化复合材料组装件置于通常由两个半模具构成的模具中并成形为所需的形状。一旦在模具中成形后，将未固化复合材料组装件加热至树脂的固化温度并在高压下模制以形成多组件复合材料结构体。环氧树脂的典型的高压固化温度在170℃至225℃的范围。优选的固化温度在170℃至205℃的范围。模具内的内部压力优选在固化温度高于500psi并低于2000psi。一旦未固化复合材料组装件完全固化(通常在固化温度5分钟至1小时)，将部件从模具移除，并冷却形成最终的多组件复合材料结构体。最有可能在其最初模制后的冷却过程中发生微裂纹。如有需要，多组件复合材料结构体可以机加工以形成最终的表面形状并提供任何所需的精确尺寸。
如有需要，未固化复合材料组装件在置于模具中之前可以为“B-阶”，从而增加了树脂的粘度。B-阶化为已知的部分固化方法，该方法包括在环境温度将未固化复合材料组装件加热至165℃至180℃的温度保持足够的时间以显著增加树脂的粘度。优选在B-阶化温度的5至15分钟量级的B-台阶化的时间。B-台阶形的复合材料组装件优选冷却至室温，然后置于模具中用于最后的成形和固化。此外，树脂在未固化复合材料组装件中的粘度倾向于随着组装件被加热至固化温度下降并且然后随后树脂固化而快速增加。优选模具直到树脂达到最小粘度后才被加压。实际上，将B-阶化的复合材料组装件置于模具中，该模具已经被加热至固化温度。模具的加压延迟数秒种至一分钟或几分钟，从而实现了树脂移动通过最小粘度阶段的时间。
当两个构件的界面处的局部抗张应变超过树脂基质的最大应变容量时发生微裂纹。对于典型的环氧树脂，最大应变容量在微裂纹形成前为2.4％。因此，优选的是选择纤维组合的树脂基质、纤维取向、纤维类型和树脂荷载以及各构件的尺寸、形状和相对取向，使得当固化复合材料部件从固化温度冷却至室温时，在任何给定界面处的应变不超过2.0％。
实践的实施例如下所示：
实施例1
制备了未固化复合材料组装件，其用来制造具有图1和3所示形状和结构的航空器窗框。可模塑构件16由AS4/8552形成，其为DFC模塑材料，由不连续UDAS4碳纤维和环氧8552树脂基质构成。AS4/8552具有约1925gsm的面积重量，树脂含量为模塑材料总重量的约38％。多向纤维体14由8层平纹编织AS4碳纤维在环氧8552树脂基质(AS4/8552)制成。各编织纤维层的面积重量为约200gsm，树脂含量为多向纤维体14总重量的约40％。UD主体12形成为16层的叠层，由IMA/8552和AS4/8552平纹编织织物的交替层制成。IMA/8552为碳纤维UD带，该UD带如先前描述的已经预先扭转以允许在宽度方向弯曲。IMA/8552具有约268gsm的单位面积重量，树脂含量为UD带的总重量的约34％。
可模塑构件16、UD体12和多向编织主体14形成如图1和3所示的用于模制成航空器窗框的复合材料组装件。复合材料组装件置于合适的模具中并于180℃在1500psi的模具内部压力下固化30分钟。固化的复合材料组装件从固化温度冷却至室温并且然后从模具除去。所得多组件窗框在可模塑构件16、UD主体12和多向主体14之间的边界处不具有任何裂纹。
以与示例性窗框相同的方式制备了对比性窗框，不同之处在于UD主体12仅由16层UD纤维制成。在16层UD叠层和可模塑构件16之间的边界处观察到微裂纹。
由此已经描述了本发明的示例性实施方案，各种其他替换、变化和调整均在本发明的范围内。因此，本发明不受到上述实施方案的限制，而是仅受到所附权利要求的限制。

Claims (20)

1.复合材料组装件，其可以固化形成多组件复合材料结构体，所述复合材料组装件包括：
包括结构元件的结构构件，该结构元件包括未固化的热固性树脂和单向连续纤维，所述结构构件包括结构构件面；和
包括可模塑体的可模塑构件，该可模塑体包括未固化的热固性树脂和不连续的纤维，所述可模塑构件包括可模塑构件面，其中所述结构构件面和所述可模塑构件面具有位于所述复合材料组装件内部的共同界面，并且其中所述结构构件在所述界面处的热膨胀系数和所述可模塑构件在所述界面处的热膨胀系数使得当所述复合材料组装件固化形成所述多组件复合材料结构体时沿着所述界面不形成微裂纹。
2.根据权利要求1的复合材料组装件，其中所述结构构件包括多向连续纤维。
3.根据权利要求2的复合材料组装件，其中所述多向连续纤维包括编织纤维。
4.根据权利要求2的复合材料组装件，其中所述结构构件包括单向连续纤维和多向连续纤维的交替层。
5.根据权利要求2的复合材料组装件，其中所述多向连续纤维位于所述单向纤维和所述界面之间。
6.根据权利要求4的复合材料组装件，其中所述多向连续纤维层位于所述单向纤维和所述界面之间。
7.根据权利要求1的复合材料组装件，其中所述结构构件被所述可模塑构件完全包围。
8.根据权利要求7的复合材料组装件，其中至少两个结构构件位于所述可模塑构件内。
9.根据权利要求8的复合材料组装件，其中第一结构构件包括在第一平面布置中取向的连续单向纤维，以及第二结构构件包括在第二平面布置中取向的单向纤维，其中所述第一平面布置和所述第二平面布置不共面。
10.多组件复合材料结构体，其通过将权利要求1的复合材料组装件固化而形成。
11.根据权利要求10的多组件复合材料结构体，其中所述结构构件包括多向连续纤维。
12.根据权利要求11的多组件复合材料结构体，其中所述结构构件包括单向连续纤维和多向连续纤维的交替层。
13.根据权利要求11的多组件复合材料结构体，其中所述多向连续纤维位于所述单向纤维和所述界面之间。
14.根据权利要求12的多组件复合材料结构体，其中多向连续纤维的层位于所述单向纤维和所述界面之间。
15.根据权利要求10的多组件复合材料结构体，其中所述结构构件被所述可模塑构件完全包围。
16.根据权利要求15的多组件复合材料结构体，其中至少两个结构构件位于所述可模塑构件内。
17.根据权利要求16的多组件复合材料结构体，其中第一结构构件包括在第一平面布置中取向的连续单向纤维，以及第二结构构件包括在第二平面布置中取向的单向纤维，其中所述第一平面布置和所述第二平面布置不共面。
18.根据权利要求10的多组件复合材料结构体，其形成航空器的部件。
19.能够固化形成多组件复合材料结构体的复合材料组装件的制备方法，所述方法包括以下步骤：
提供包括结构元件的结构构件，该结构元件包括未固化的热固性树脂和单向连续纤维，所述结构构件包括结构构件面；和
提供包括可模塑体的可模塑构件，该可模塑体包括未固化的热固性树脂和不连续的纤维，所述可模塑构件包括可模塑构件面；和
将所述结构构件和所述可模塑构件结合在一起形成所述复合材料组装件，使得所述结构构件面和所述可模塑构件面具有位于所述复合材料组装件内部的共同界面，并且其中所述结构构件在所述界面处的热膨胀系数和所述可模塑构件在所述界面处的热膨胀系数使得当所述复合材料组装件固化形成所述多组件复合材料结构体时沿着所述界面不形成微裂纹。
20.多组件复合材料结构体的制备方法，包括固化根据权利要求1的复合材料组装件的步骤。
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