CN106881882A - 用于使纤维增强复合层压制件热成型的制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于使纤维增强复合层压制件(1)热成型的制造方法。纤维增强复合层压制件(1)包括嵌入热塑性基体(4)中的纤维粗纱(2)。制造方法包括以下步骤：将纤维粗纱(2)安装到输送框架(5)，其中被安装的纤维粗纱(2)被布置成形成被输送框架(5)侧向地加框架的支撑网格层(3)，每个纤维粗纱(2)都在张力下在两个端部上安装到输送框架(5)；在输送框架(5)上的支撑网格层(3)上方放置热塑性材料的基体材料叠层，其中纤维粗纱(2)的张力和支撑网格层(3)的密度被构造成使得支撑网格层(3)支撑基体材料叠层；通过在加热站(8)中一起加热支撑网格层(3)和基体材料叠层来软化基体材料叠层；在压制机(6)中通过一起压制支撑网格层(3)和软化的基体材料叠层来形成半成品复合层压制件(1’)；并且固结半成品复合层压制件(1’)以形成纤维增强复合层压制件(1)。

Description

用于使纤维增强复合层压制件热成型的制造方法

技术领域

本发明涉及用于使纤维增强复合层压制件热成型的制造方法。特别地，本发明涉及用于使用于航空器或航天器中的纤维增强复合层压制件热成型的制造方法。

虽然适用于制造用于各种技术应用的复合层压制件，例如用于生产陆运的、水运的或空运的运载工具等的部件，但是将参照用于商业飞机的纤维增强复合层压制件的制造方法更详细地描述本发明和本发明基于的问题。

背景技术

在飞机构造中，结构构件逐渐部分地或完全地由纤维增强复合材料组成，纤维增强复合材料例如为碳纤维增强塑料(CFRP)。为了制造用于大型纤维增强飞机部件的盖子和/或蒙皮，耗时的和高成本的手糊(hand-layup)和高压处理(autoclave processes)被广泛地使用，其中大型纤维增强飞机部件例如为襟翼、副翼、方向舵等。此处，分层的层压制件由增强纤维和非固化塑性材料建造，非固化塑性材料例如为热固性材料。在压力和/或温度下，塑性材料随后在高压循环中固化，使得复合材料由固化塑料和在其中嵌入的增强纤维制成的基体获得。

与热固塑料材料不同，热塑性塑料材料的固结是可逆的，即这些材料可以经常根据需要通过施加热而(再)转换成可塑性变形状态。由此，通过使用焊接工艺等(相对于构件的更常规的压焊和/或铆接等)，单独的构件例如可以以相对直接的和成本效益高的方式彼此互连，以形成更大的飞机结构。由于该原因，因而努力使用具有热塑性基体的纤维增强复合材料，并且通过省时和节能的热压制来处理纤维增强复合材料。

然而，热成型压制工艺通常仅用于生产较小的热塑性部件。这可以由于以下事实，即难以将大型的层压制件定位在压制机内侧，并且随后闭合压制工具，而不同时地导致公差问题以及不满意的固结层压制件质量的风险。因为在预叠放层压制件可以放置在压制工具内侧之前，具有斜坡和下陷(ramps and joggles)的预叠放层压制件需要被加热，所以公差问题可能出现。在加热阶段过程中，叠层通常显示类似“湿润抹布”(wet cleaning rag)的特性，使得单个层片可以抵靠彼此滑动并且最终可以超出公差。

惯例地，层压制件经常在输送框架中由弹簧端部支撑。这种固定可以导致层压制件的下垂，这之后可导致单个层片的滑动。进一步地，利用弹簧安装层压制件表示，在定位过程中，在压制工具内侧不能主动地调节层压制件，并且任何调节仅来自弹簧的弹力。

发明内容

本发明的目的是，提供用于以省时、经济和节能的方式来自动化生产大型纤维增强复合层压制件的解决方案。

通过具有根据权利要求1所述的特征的方法来实现该目的。

根据本发明，提供用于使纤维增强复合层压制件热成型的制造方法。纤维增强复合层压制件包括嵌入热塑性基体中的纤维粗纱。制造方法包括将纤维粗纱安装到输送框架，其中被安装的纤维粗纱被布置成用于形成被输送框架侧向地加框架的支撑网格层，每个纤维粗纱都在张力下在两个端部安装到输送框架。制造方法进一步包括在输送框架上的支撑网格层的顶部上放置热塑性材料的基体材料叠层，其中纤维粗纱的张力和支撑网格层的密度被构造成使得支撑网格层支撑基体材料叠层。制造方法进一步包括通过在加热站中一起加热支撑网格层和基体材料叠层来软化基体材料叠层。制造方法进一步包括通过在压制机中一起压制支撑网格层和软化的基体材料叠层来形成半成品复合层压制件。制造方法进一步包括固结半成品复合层压制件以形成纤维增强复合层压制件。

本发明的一个思想是使用纤维粗纱以同时用于数个不同的目的。首先，纤维粗纱用作用于待固结的基体材料的支撑件的形式，并且第二，纤维粗纱构成基体材料的增强物，即最终复合层压制件的增强物。为此，纤维粗纱在张力下安装到输送框架并且布置成支撑网格层的形式。基体材料叠层可以预叠放和定位在纤维粗纱的支撑网格层上。输送框架因而加载有纤维粗纱和在纤维粗纱上放置的基体材料叠层。然后，输送框架可以沿着生产线移动。例如，输送框架可以在工作站处与纤维粗纱和基体材料准备好，并且之后移动到加热站，其中纤维粗纱和基体材料叠层可以从上面和下面加热。然后，输送框架可以从加热站移动进入压制机中。在压制机中形成和固结纤维增强复合层压制件之后，纤维粗纱可以在其相应的端部处被从输送框架切割，以从输送框架释放纤维增强复合层压制件。因此，纤维粗纱与基体材料一起固结并且保持在层压制件中。

因为纤维粗纱自身以适当地选择的预张力安装，所以根据本发明的方法能够处理非常大的复合层压制件，例如1m×4m和更大的尺寸。这与其中层压制件自身被端部支撑的弹簧框架对比是突出的。因而，在当前情况下，被加热的叠层将不像湿润抹布那样下垂，并且因此叠层的单个层片将不抵靠彼此滑动。因此，层压制件的对准以及公差在根据本发明的方法中得到很好的控制。由于根据本发明的热成型压制工艺可以以自动化方式执行，所以特别有利的是成本、能量消耗和研制周期的减少。

根据本发明的输送框架是刚性结构，所述刚性结构具有用于例如通过使用安装装置在数个侧面安装纤维粗纱的机构，安装装置类似于销、夹具、螺钉、凸耳等。例如，根据本发明的输送框架可以被构造成具有附接至所有四个内侧的多个安装装置的平坦中空正方形或矩形的形式，其中相对侧可以被相同地构造，其中具有数对彼此相对的安装装置。纤维粗纱被布置为网格状结构，其中网格密度可以被优化以配合待固结的基体材料叠层的尺寸和重量。根据本发明的网格包括彼此交叉以在基本二维平面中形成正方形或其它几何形状布置的线的图案。

在以下权利要求中发现本发明的有利实施例和改进。

根据实施例，形成半成品复合层压制件可以包括自动地调节纤维粗纱的张力和位置中的至少一个。由于纤维粗纱的位置和/或张力可以被调节，较容易根据最终复合层压制件的形状形成被加热的半成品层压制件。例如，可以根据用于形成弯曲的层压制件的弯曲的工具表面布置纤维粗纱。这进一步地有助于优化复合层压制件的对准和/或公差。

根据实施例，每个纤维粗纱的张力和位置中的至少一个可以被单独调节。因此，在压制工具内侧形成叠层的过程中，任何单个纤维粗纱的位置或张力或位置和张力可以被自动地调节。因而，根据复合构件的目标形状，可以最优地布置纤维粗纱。

根据实施例，借助于每个端部的安装装置，每个纤维粗纱可以安装在输送框架上。因此，利用相应的安装装置，每个纤维粗纱可以在两个端部处安装至输送框架。

根据实施例，通过在相应纤维粗纱限定的方向上，相对于输送框架移动相应安装装置中的一个或两个，每个纤维粗纱的张力可以被调节。因此，安装装置可被主动地用于调节每个单独纤维粗纱的(预)张力。

根据实施例，通过相对于输送框架移动相应安装装置中的一个或两个，每个纤维粗纱的位置都可以被调节。例如，安装装置可以在支撑网格层的平面中主动地移动以用于定位多个方位(aspects)等，支撑网格层的平面可以与输送框架的平面相同。

根据实施例，通过在大致垂直于支撑网格层的方向上，相对于输送框架移动相应安装装置中的一个或两个，每个纤维粗纱的位置都可以被调节。特别地，安装装置因此可以沿着输送框架的高度主动地移动。

根据实施例，形成半成品复合层压制件可以包括根据预定形状利用成形工具使半成品复合层压制件成形。为此，安装装置的每个自由度可被用于自动地控制复合层压制件的形成的行为。本领域技术人员将很容易地认识到，在工艺过程中每个可用的自由度是否是实际需要的。根据即将到来的应用，建议的是仅具有较小数量的自由度并且因此将输送框架尽可能保持简单。即使利用非常简单的输送框架，由于支撑网格层的安装(预)张力以及形状和/或密度可以针对即将到来的使用情况被具体地选择，所以对形成工艺具有一些控制。在一些应用中，对纤维粗纱张力和/或位置的进一步地主动操控可以是不必要的。

根据实施例，纤维粗纱的张力和位置中的至少一个可以被自动地调节使得纤维粗纱根据预定形状被布置。

根据实施例，该方法可以进一步包括切割纤维粗纱的从纤维增强复合层压制件突出的端部，以从输送框架分离纤维增强复合层压制件。在工艺完成之后，纤维粗纱与基体材料一起固结，如此新的纤维粗纱可以安装到用于待制造的每个纤维增强复合层压制件的输送框架。

根据实施例，在加热站中，通过红外辐射，支撑网格层可以连同基体材料叠层被加热。然而，原则上也可以使用其它已知的加热方法。

根据实施例，该方法可以进一步包括将纤维增强复合层压制件焊接到一起以形成纤维增强复合构件。

根据实施例，纤维增强复合构件可以形成为航空器或航天器的结构部件。例如，纤维增强复合层压制件可以形成用于大型纤维增强飞机部件的盖子和/或蒙皮，其中大型纤维增强飞机部件例如为襟翼、副翼、方向舵等。为此，数个纤维增强复合层压制件可以焊接或融接到一起以形成更大的飞机结构。例如，根据本发明的方法可以用于制造用于任何类型的大型“箱状”飞机结构的蒙皮(底盖或顶盖)，其中大型“箱状”飞机结构例如为襟翼、副翼、方向舵、升降舵等。

参照随附的附图中图示的示例性实施例将更详细地描述本发明。

附图说明

附图被包括以提供对本发明的进一步理解并且被包含在该说明书中并且构成该说明书的部分。附图图示本发明的实施例，并且连同描述用于解释本发明的原理。由于本发明的其它实施例和本发明的许多期望优点通过参照以下详细描述变得更好理解，所以将被很容易地认识到。附图的元件不一定相对于彼此成比例。在图中，除非另有指示，否则类似的附图标记表示类似的或功能上类似的部件。

图1示意性地图示了包括利用根据本发明的实施例的方法制造的纤维增强复合层压制件的飞机的结构部件。

图2示意性地图示了配置有图1的结构构件的飞机。

图3示意性地图示了用于制造图1的结构构件的制造方法的流程图。

图4A和4B示意性地示出用于图3的制造方法中的输送框架的剖视图和俯视图。

图5示意性地示出图3的方法的选择的制造步骤。

具体实施方式

虽然特定实施例被图示和描述在本文中，但是本领域的技术人员将认识到，在没有脱离本发明范围的情况下各种可选的和/或等同的实现方式可以用于替代示出和描述的特定实施例。总体上，本申请旨在覆盖本文中讨论的特定实施例的任何改变或变化。

图1示意性地图示了包括利用根据本发明的实施例的方法制造的纤维增强复合层压制件的飞机的结构构件。

在图1中，附图标记10表示结构构件，结构构件包括数个纤维增强复合层压制件1。每个纤维增强复合层压制件1都包括嵌入热塑性基体4中的多个纤维粗纱2。结构构件10可以配置在飞机100中，如图2所示。结构构件10可以例如是方向舵或类似构件。结构构件10以非常示意性的方式图示在图1中。图1仅图示了数个纤维增强复合层压制件1可以焊接或融接到一起以形成飞机100的更大结构构件10。为了简单起见，图1中忽略了飞机100的结构构件10的可能的下方结构。因此，图1中的纤维增强复合层压制件1可以覆盖结构构件10的下方框架或构造，此处未图示框架自身。图1中的纤维增强复合层压制件1因而可以构成结构构件10的盖子或蒙皮。

图3示意性地图示了用于制造图1的结构构件10的制造方法M的流程图。制造方法M包括在M1中将纤维粗纱2安装到输送框架5。被安装的纤维粗纱2被布置成形成被输送框架5侧向地加框架的支撑网格层3。每个纤维粗纱2在张力下在两个端部上都安装到输送框架5。制造方法M进一步包括在M2中将热塑性材料的基体材料叠层7放置在输送框架5上的支撑网格层3上方。此处，纤维粗纱2的张力和/或支撑网格层3的密度被构造成使得支撑网格层3支撑基体材料叠层7。制造方法M进一步包括，在M3中在加热站8中，例如通过其它适当机构的红外辐射12，通过加热支撑网格层3连同基体材料叠层7来软化基体材料叠层7。

制造方法M进一步包括，在M4中通过在压制机6中压制支撑网格层3连同软化的基体材料叠层7来形成半成品复合层压制件1’。这可以包括在M4’中自动调节纤维粗纱2的张力和位置中的至少一个。每个纤维粗纱2都可以被单独调节，和/或数个或所有的纤维粗纱2可以被共同地调节。这可以进一步地包括根据预定形状利用成形工具11使半成品复合层压制件1’成形。纤维粗纱2的张力和位置中的至少一个可以被自动地调节使得纤维粗纱2根据预定形状被布置。

然后方法M包括在M5中固结(consolidating)半成品复合层压制件1’以形成纤维增强复合层压制件1。纤维增强复合层压制件1的热塑性基体4因而通过首先软化并且之后固化的基体材料叠层7而形成。由于压制工艺，纤维粗纱2嵌入热塑性基体4中。方法M可以进一步包括在M6中切割纤维粗纱2的从纤维增强复合层压制件1突出的端部，以从输送框架5分离纤维增强复合层压制件1。最后，方法M可以包括在M7中将纤维增强复合层压制件1焊接到一起以形成纤维增强复合部件10。

图4a和4b示意性地示出用于图3的制造方法M的输送框架5的剖视图和俯视图。输送框架5被构造成具有附接至所有四个内侧的多个安装装置9的平坦中空正方形的形式。安装装置9可以没有任何限制地包括，销、夹具、螺钉、凸耳等。图示的输送框架5的四侧是相同的，其中相对侧具有彼此相对的成对安装装置9。纤维粗纱2因此被布置成方形网格状结构，其中网格密度被选择以配合放置在待固结的支撑网格层3上的基体材料叠层7的尺寸和重量。

本领域技术人员将很容易地认识到，输送框架5的不同几何形状和构造可以根据特定使用情况而选择。此外，安装装置9和因此所产生的支撑网格层3的布置和构造仅是示例性的。根据本发明的网格包括彼此交叉以在基本二维平面中形成正方形或其它几何形状布置的线的任何图案。例如，可以通过将纤维粗纱2布置成彼此垂直或倾斜或成其它网格布置来实现矩形或菱形或其它形式。

借助于两个安装装置9，即每个端部一个安装装置9，每个纤维粗纱2都安装在输送框架5上。每个纤维粗纱2的张力可以借助于安装装置9而调节。例如，通过在相应纤维粗纱2限定的方向上，相对于输送框架5移动相应安装装置9中的一个或两个，张力可以被调节。为此，安装装置9可以可移动地连接到输送框架5。可选地，安装装置9可以被构造成在安装装置9自身没有任何直接运动的情况下，直接地影响纤维粗纱2的张力。以类似方式，通过相对于输送框架5移动相应安装装置9中的一个或两个，每个纤维粗纱2的位置都可以被调节。例如，通过在大致垂直于支撑网格层3的方向上，相对于输送框架5移动相应安装装置9中的一个或两个，每个纤维粗纱2的位置都可以被调节。或，安装装置9可以在输送框架5的平面中主动地移动。图4a和4b中的箭头指示安装装置9的自由度。

进一步地，本领域技术人员将能够在本教导的基础上推知，关于如何将纤维粗纱2安装到输送框架5上，具有数个替换策略。通过将单独的纤维粗纱2安装在位于输送框架5的相对侧的两个安装装置9之间，可以将多个纤维粗纱2安装到输送框架5。然而，替换方案可以是通过将纤维从一个安装装置9连续卷绕至下一个安装装置，直到支撑网格层3形成，从而在输送框架5上安装一个单个细长纤维。例如，开始可以通过将纤维固定至第一安装装置9，然后从那里将纤维拉伸到在输送框架5的相对侧的一个安装装置9，例如通过围绕销或类似构件打结或系结将纤维固定在那里，然后将纤维拖拽到例如在相同侧或在另一侧的一个邻近安装装置9，将纤维安装在那里等等，直到由输送框架5加框架的支撑网格层3形成。

图5示意性地示出图3的方法M的选择的制造步骤。在图5中，生产工艺从右侧行进至左侧。在M3处，通过其它适当机构的红外辐射12在加热站8中加热支撑网格层3连同基体材料叠层7，以软化放置在输送框架5上的纤维粗纱2的支撑网格层3上方的基体材料叠层7(未示出)。然后在M4处，输送框架5移动进入包括成形工具11的压制机6中(见图5中的箭头)。此处，通过压制支撑网格层3连同软化的基体材料叠层7来形成半成品复合层压制件1’。这包括在M4’中，通过根据预定形状自动地调节纤维粗纱2的张力和位置中的至少一个，以根据预定形状利用成形工具11来使半成品复合层压制件1’成形。每个纤维粗纱2都可以被单独调节，和/或数个或所有的纤维粗纱2可以被共同地调节。

然后方法M包括在M5中固结半成品复合层压制件1’以形成纤维增强复合层压制件1。最后，方法M包括在M6中切割纤维粗纱2的从纤维增强复合层压制件1突出的端部，以从输送框架5分离纤维增强复合层压制件1。因此，纤维粗纱2与热塑性基体4一起固结并且保持为纤维增强复合层压制件1的增强物。

在前述详细描述中，在一个或多个示例或意图阐述本发明的示例中，各种特征被组合到一起。应该理解，以上描述意图为说明性的而非限制性的。意图是覆盖所有的供选方案、修改例和等同例。在审阅上述说明书时，许多其它的示例将对本领域的技术人员是显而易见的。

实施例被选择和描述以最好地解释本发明的原理和其实际应用，从而能使在本领域的技术人员最好地利用本发明和具有适于特定预期用途的各种修改的多个实施例。在审阅上述说明书时，许多其它的示例将对本领域的技术人员是显而易见的。

附图标记列表

1 纤维增强复合层压制件

1’ 半成品复合层压制件

2 纤维粗纱

3 支撑网格层

4 热塑性基体

5 输送框架

6 压制机

7 基体材料叠层

8 加热站

9 安装装置

10 纤维增强复合部件

11 成形工具

12 红外辐射

100 飞机

M 方法

M1 方法步骤

M2 方法步骤

M3 方法步骤

M4，M4’ 方法步骤

M5 方法步骤

M6 方法步骤

M7 方法步骤

Claims (13)

1.一种用于使纤维增强复合层压制件(1)热成型的制造方法(M)，纤维增强复合层压制件(1)包括嵌入热塑性基体(4)中的纤维粗纱(2)，所述制造方法(M)包括以下步骤：

将纤维粗纱(2)安装(M1)到输送框架(5)，其中被安装的纤维粗纱(2)被布置成形成被输送框架(5)侧向地加框架的支撑网格层(3)，每根纤维粗纱(2)都在张力下在两个端部上安装到输送框架(5)；

在输送框架(5)上的支撑网格层(3)的顶部上放置(M2)热塑性材料的基体材料叠层(7)，其中纤维粗纱(2)的张力和支撑网格层(3)的密度被构造成使得支撑网格层(3)支撑基体材料叠层(7)；

通过在加热站(8)中一起加热支撑网格层(3)和基体材料叠层(7)来软化(M3)基体材料叠层(7)；

在压制机(6)中通过一起压制支撑网格层(3)和软化的基体材料叠层(7)来形成(M4)半成品复合层压制件(1’)；并且

固结(M5)半成品复合层压制件(1’)以形成纤维增强复合层压制件(1)。

2.根据权利要求1所述的制造方法(M)，其中：

形成(M4)半成品复合层压制件(1’)的步骤包括自动地调节(M4’)纤维粗纱(2)的张力和位置中的至少一个。

3.根据权利要求2所述的制造方法(M)，其中：

每根纤维粗纱(2)的张力和位置中的至少一个被单独调节。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法(M)，其中：

每根纤维粗纱(2)借助于每个端部的安装装置(9)被安装在输送框架(5)上。

5.根据权利要求4所述的方法(M)，其中：

通过在由每根纤维粗纱(2)限定的方向上，相对于输送框架(5)移动相应安装装置(9)中的一个或两个，调节该根纤维粗纱(2)的张力。

6.根据权利要求4或5所述的方法(M)，其中：

通过相对于输送框架(5)移动相应安装装置(9)中的一个或两个，调节每根纤维粗纱(2)的位置。

7.根据权利要求6所述的方法(M)，其中：

通过在大致垂直于支撑网格层(3)的方向上，相对于输送框架(5)移动相应安装装置(9)中的一个或两个，调节每根纤维粗纱(2)的位置。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的方法(M)，其中：

形成(M4)半成品复合层压制件(1’)的步骤包括利用成形工具(11)使半成品复合层压制件(1’)根据预定形状成形。

9.根据权利要求8所述的方法(M)，其中：

纤维粗纱(2)的张力和位置中的至少一个被自动地调节，以便根据所述预定形状布置纤维粗纱(2)。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的方法(M)，所述方法(M)进一步包括：

切割(M6)纤维粗纱(2)的从纤维增强复合层压制件(1)突出的端部，以从输送框架(5)分离纤维增强复合层压制件(1)。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的方法(M)，其中：

在加热站(8)中，通过红外辐射(12)，一起加热支撑网格层(3)和基体材料叠层(7)。

12.根据权利要求1至11中任一项所述的方法(M)，所述方法(M)进一步包括：

将纤维增强复合层压制件(1)焊接(M7)到一起以形成纤维增强复合构件(10)。

13.根据权利要求12所述的方法(M)，其中：

纤维增强复合部件(10)形成为航空器或航天器(100)的结构部件。