CN108284938A - 结构部件、制造结构部件的方法和设计结构部件的方法 - Google Patents

结构部件、制造结构部件的方法和设计结构部件的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108284938A
CN108284938A CN201810019147.3A CN201810019147A CN108284938A CN 108284938 A CN108284938 A CN 108284938A CN 201810019147 A CN201810019147 A CN 201810019147A CN 108284938 A CN108284938 A CN 108284938A
Authority
CN
China
Prior art keywords
reinforcing element
structure member
network
basic unit
area
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
CN201810019147.3A
Other languages
English (en)
Inventor
福尔克尔·罗布雷希特
托马斯·霍尔德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN108284938A publication Critical patent/CN108284938A/zh
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/10—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of articles with cavities or holes, not otherwise provided for in the preceding subgroups
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/30—Process control
    • B22F10/38—Process control to achieve specific product aspects, e.g. surface smoothness, density, porosity or hollow structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C64/00—Additive manufacturing, i.e. manufacturing of three-dimensional [3D] objects by additive deposition, additive agglomeration or additive layering, e.g. by 3D printing, stereolithography or selective laser sintering
    • B29C64/10—Processes of additive manufacturing
    • B29C64/141—Processes of additive manufacturing using only solid materials
    • B29C64/153—Processes of additive manufacturing using only solid materials using layers of powder being selectively joined, e.g. by selective laser sintering or melting
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/08—Geodetic or other open-frame structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/28—Powder bed fusion, e.g. selective laser melting [SLM] or electron beam melting [EBM]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
    • B22F3/10—Sintering only
    • B22F3/11—Making porous workpieces or articles
    • B22F3/1103—Making porous workpieces or articles with particular physical characteristics
    • B22F3/1115—Making porous workpieces or articles with particular physical characteristics comprising complex forms, e.g. honeycombs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)

Abstract

本发明描述了一种结构部件(1)，特别是用于航空器的结构部件，所述结构部件具有由多个杆元件(15)构造的网格结构(10)，其中，杆元件(15)形成在网格结构内重复并且每个具有相同的多面体外形的基本单元(11；12)。在网格结构(10)的第一区域(21)中设置第一数量的增强元件(16)，并且在网格结构(10)的第二区域(22)中设置第二数量的增强元件(16)，其中第二数量的增强元件(16)少于第一数量的增强元件(16)。本发明还描述了用于制造结构部件(1)的方法和用于设计结构部件的方法。

Description

结构部件、制造结构部件的方法和设计结构部件的方法
技术领域
本发明涉及一种结构部件，特别是用于航空器的结构部件，并且涉及一种用于制造结构部件的方法以及一种用于设计结构部件的方法。
背景技术
具有所谓夹心构造的结构部件通常包括至少一个以平面方式延伸的外部覆盖层以及邻接的芯层。芯层主要被设计成由低密度材料制成的蜂窝结构。覆盖层通常被设计成薄的机械抗性板。这样以较低的部件重量产生相对较高的机械强度或刚性，因此夹心构造中的结构部件以许多不同的方式被使用，特别是还被用于航空器或航天器构造。
WO2015/105859A1描述了一种用于结构部件的芯层，该芯层通过3D打印方法由多个开放或闭合的单位晶格制成。WO2015/106021A1描述了一种用于制造这种芯层的方法，其中每个单独的晶格根据其预期的机械载荷定尺寸，并且相应地被设计成具有增加或减小的壁厚。
发明内容
本发明的目的为提供一种用于结构部件的设计，该设计可以通过简单而有效的方式制造结构部件并且使得它们在低重量下具有高机械刚性。
这个目的是通过独立权利要求的主题来实现的。
有利的实施方式和改进可以结合说明书在引用独立权利要求的从属权利要求中被发现。
根据本发明的第一方面，提供一种结构部件，其具有在厚度方向上由多个杆元件构造的网格结构。杆元件在网格结构内形成重复的基本单元，每个重复的基本单元具有相同的多面体外形。在这种情况下，在网格结构的第一区域中设置第一数量的增强元件，该第一区域形成在厚度方向上，并且在厚度方向上邻接第一区域的第二区域中设置第二数量的增强元件，第二数量的增强元件少于第一数量的增强元件。
因此，根据本发明，结构部件包括被组装形成网格结构的多个杆元件。网格结构被特别地设计为在厚度方向上延伸。在这种情况下，由多个杆限定的某些空间结构在网格结构内重复，特别是在厚度方向上重复，并且也可选地在横向于厚度方向延伸的纵向方向上重复，或者概括而言沿三维空间中的轴线重复。在厚度方向上重复的基本单元因此形成结构部件的横截面形状。可选地在纵向方向上重复的基本单元限定结构部件的纵向延伸部。空间结构或基本单元具有多面体形状。特别地，特定多面体的棱由杆元件形成。因此，在每种情况下，两个相邻的基本单元共享限定多面体的面的杆元件。因此，基本单元形成空间网格结构的开放晶格，某些基本单元在该开放晶格内部在空间方向上重复。对于基本单元或基本晶格的外形，网格结构因此被构造成规则网格，这降低了制造成本并因此制造出结构部件的简单构造。由杆元件构成的开放晶格的网格结构也是有利的，因为其重量低，但是其机械刚性高。
根据本发明，在网格结构内还设置增强元件。特别地，在网格结构内设置在厚度方向上彼此相邻的独立区域，其中每个区域中设置一定数量的增强元件。在这种情况下，在第一区域中设置比第二区域中更多数量的增强元件。增强元件各自将两个杆元件连接在一起，因此在对网格结构施加力时减小作用于单个杆元件上的力。这赋予网格结构桁架构造(lattice construction)。在各区域中提供增强(即，对各自包括多个具有相同数量的增强元件的基本单元的区域的增强)是有利的，因为在每种情况下在有关区域内存在相同构造的基本单元。特别地，与为各个基本单元单独提供相适应的增强相比，这降低了制造成本。此外，这还赋予结构部件高的机械刚性。例如，具有相同第一数量的增强元件的多个基本单元可以在纵向方向上一个接一个地形成以便一个在另一个后面。这些基本单元形成第一区域。另外的区域可以在厚度方向上邻接第一区域，在该另外的区域中，多个具有相同第二数量的增强元件的基本单元可以在纵向方向上一个接一个地形成以便一个在另一个后面。
特别地，基本单元可以具有凸多面体外形。如果对于多面体上的每两个点，这些点之间的连接线完全位于多面体内部，则该多面体被称为是“凸的”。
根据本发明的结构部件可以特别地用作航空器的结构部件，例如用作用于形成机身结构的部件、用作支撑部件等。
根据一种实施方式，网格结构的第一区域可以是相对于厚度方向的“外部”区域。在这种情况下，第一区域因此形成结构部件的表面或外部轮廓。特别地，第一区域可以完全围绕第二区域。可替代地，可以设置在厚度方向上相对于第一区域定位的第三区域，第二区域在第一区域与第三区域之间延伸。
根据另一种实施方式，增强元件在有关基本单元的内部空间中或在有关基本单元的面上延伸。杆元件形成多面体的棱，并因此限定其面。面限定特定基本单元的内部空间。在特定基本单元的面上或内部空间中设置增强元件产生机械有利的增强。
根据另一种实施方式，增强元件可以特别地由杆形成，即，与其长度相比，横截面直径可忽略的元件。杆具有相对于它们的重量的高机械加载能力。因此，结构部件的刚性通过相对较小的额外重量而显著增加。
根据另一种有利的改进，在每种情况下至少两个增强元件可以在增强元件互连的节点处彼此相交。因此，增强元件也相互紧固。这减小了由相应的增强元件和一个或多个杆元件限定的区域的尺寸，因此减小了各个元件的机械载荷。
根据另一种实施方式，增强元件在杆元件之间延伸，特别是在多面体的顶点之间延伸。因此，增强元件特别地对角延伸通过多面体的面或对角穿过其内部空间。这造成网格结构内部有效的载荷分布。此外，这使多个相同构造的增强元件可以附接在网格结构上有规律重复的点处。结果，在简单的构造设计的情况下，结构部件的机械强度得到提高。
根据另一种有利的实施方式，增强元件的长度为杆元件的长度的至少1.41倍。因此，增强元件比杆元件长。在因素的上限范围内，结构部件以特别有效的方式被增强。
根据结构部件的另一种有利的实施方式，可以在网格结构内设置具有不同数量的增强元件的2至5个不同区域。因此，可以在网格结构内设置多于两个的相邻区域，在每个相邻区域中设置不同数量的增强元件，特别是对于每个基本单元。这可以相对精确地使特定区域的机械性能适应预期的机械载荷。同时，将区域的数量限制为5个是有利的，因为制造出载荷优化的网格结构，同时在构造上保持设计简单。
根据有利的改进，基本单元的外形可以为立方体、六面体、八面体、平截八面体、四面体、双四面体、多角棱柱体、十二面体、二十面体或三十二面体。
根据另一种实施方式，各个基本单元的棱长可以特别地在2mm和15mm之间的范围内。“棱长”可以特别地理解为是指形成特定的多面体的棱的杆元件的长度。在规定的范围内，网格结构可以通过3D打印方法特别有效地制造。
每个基本单元的棱长特别地在5mm和10mm之间的范围内。在该范围内，网格结构具有特别高的机械刚性，同时形成杆元件所需的材料的量相对较低，因此重量较低。
根据结构部件的另一种实施方式，杆元件和增强元件可以由塑料材料或金属材料制成。特别地，聚酰胺或弹性体(例如热塑性聚氨酯)可用作塑料材料。特别地，钛、钛合金、铝、铝合金等可以用作金属材料。
根据另一种实施方式，可以在网格结构内形成用于接收功能部件的间隙。在这种情况下，杆元件被设置成使得网格结构内存在连续的中空空间。特别地，这些中空空间或空隙可以形成为其中没有延伸的连接元件的基本单元。间隙是有利的，因为它们可用作用于功能部件(例如，线缆、线材等)的通道或接收空间。
根据本发明的另一种实施方式，提供一种用于制造结构部件的方法。该方法特别适于制造根据上述一种实施方式的结构部件。因此，针对结构部件描述的特征和优点同样适用于方法。
根据本发明，通过3D打印方法由多个杆元件在厚度方向上构造网格结构，使得杆元件形成在网格结构内重复并且每个具有相同的多面体外形的基本单元。此外，网格结构被构造成使得在厚度方向上形成具有第一数量的增强元件的网格结构的第一区域，并且形成具有第二数量的增强元件的、在厚度方向上与第一区域邻接的第二区域，第二数量的增强元件少于第一数量的增强元件。
因此，在该方法中，单独的杆元件和增强元件通过3D打印分层构造，从而形成网格结构，特别是使得它们连续或成整体。由于基本单元在网格结构内和第一或第二区域内有规律地重复，因此网格结构可以非常快速并且使用廉价的设备构造。特别地，与网格结构的每个单独单元根据预期的机械载荷单独地定尺寸的方法相比，控制用于执行本发明的方法所采用的3D打印装置所需的数据的量相对较少。
在再生或增材制造方法(通常也称为“3D”打印方法)中，从物体的数字化几何模型出发，将一种或多种原材料依次一层压一层地分层构造并且固化。
3D打印方法特别有利，因为它们可以以一次成形方法(primary forming method)制造三维部件，而不需要适于部件外形的特殊制造工具。这使部件的制造工艺高度有效、节省材料且节省时间。3D打印方法在航空航天工业中特别有利，因为这里使用适于特定用途的大量不同部件并且可以通过这种3D打印方法制造这些部件，同时成本低、制造时间少并且制造所需的制造设备的复杂性低。
根据该方法的一种实施方式，3D打印方法可以是SLS方法或SLM方法。“SLS”为“选择性激光烧结”的缩写。“SLM”为“选择性激光熔化”的缩写。
在SLS方法和SLM方法中，部件通过下述由建模材料(例如，塑料材料(SLS方法)或金属(SLM方法))分层堆积：将模型材料以粉末形式施加到底基层并且通过局部激光照射以有针对性的方式液化，由此在冷却之后制成固体连续部件。
根据本发明的另一方面，提供用于设计结构部件的方法。在第一步骤中，确定结构部件内的预期加载模式。另外，识别结构部件的承受高机械载荷的至少一个第一区域和结构部件的承受低机械载荷的一个第二区域。然后，构造形成结构部件并且包括多个杆元件的网格结构，杆元件形成网格结构内重复并且每个具有相同的多面体外形的基本单元。在所确定的第一区域中，网格结构被构造为具有第一数量的增强元件，并且在所确定的第二区域中，该结构被构造为具有第二数量的增强元件，第二数量的增强元件少于第一数量的增强元件。
根据本发明的用于设计结构部件的方法可以特别地通过计算装置执行，例如PC的形式，其包括处理器单元和存储器单元，存储器单元可以通过处理器单元读出并且适于存储数据。
例如，结构部件内的预期加载模式可以基于机械限制通过有限元方法确定，该机械限制特别为结构部件上力的施加方向、施加点以及力的大小的形式。因此，模拟结构部件的横截面的一种可能的加载情形，并且针对横截面的闭合体积单元来计算该横截面内因加载而出现的力和/或应力。
例如，承受高载荷的区域与承受低载荷的区域可以基于可以由计算单元自动执行的比较过程来识别。例如，可以规定针对特定体积单元或力所确定的应力阈值，超过该阈值的特定体积单元被认为承受高载荷。然后，该识别包括将针对每个体积单元实际确定的力或应力与阈值进行比较。如果实际确定的力高于阈值，则识别有关体积单元承受高载荷。如果实际确定的力小于或等于阈值，则识别该单元承受低载荷。
此外，网格结构基于识别的区域来形成或构造。形成网格结构的杆被组装为使得它们形成有规律重复的基本单元。在这种情况下，设置在已经被识别为承受高载荷的区域中的基本单元通过另外的增强元件增强，优选在每种情况下通过相同的方式增强。设置在被识别为承受低载荷的区域中的基本单元也可以通过较少数量的增强元件增强。这还可以通过计算单元以自动的方式实现，例如通过描述制造的杆元件以及增强元件的位置数据。由于横截面被分成独立的区域并且由于网格结构形成为具有有规律重复的基本单元(它们均通过相同的方式被增强)，所以可以保持数据量较低。这显著地增大计算单元的计算速度，并且降低对计算装置的处理能力的要求，特别是对处理器单元的要求。
构造网格结构特别地包括创建计算机可读数据集，其包括有关网格结构的几何特性的信息，例如杆元件和增强元件的顺序、长度、厚度、位置等。
构造网格结构可以特别地包括从具有不同数量的增强元件的2至5种类型的基本单元中选择至少一种第一类型的基本单元以及一种第二类型的基本单元。因此，特别地，可以选择在网格结构内形成某种基本单元的杆顺序。在这种情况下，不同的类型由不同数量的增强元件增强。
在本申请上下文内的3D打印方法包括所有再生或增材制造方法，在该方法中，基于几何模型由无定形材料(例如液体和粉末)或者由中性成形的半成品(例如，带状或线状材料)通过化学和/或物理方法在特殊的再生制造系统中制造具有预定形状的物体。在本申请的上下文中，3D打印方法使用依次分层堆积原材料以形成预定形状的增材工艺。
在提到“整体的”、“单件的”、“集成”部件或“成整体”的部件时，这些通常应被认为作为形成材料单元的单个部件存在，并且特别是在已经这样制成时，不能在不破坏材料结合的情况下将一个部件与另一个部件分离。
在本文中，就方向细节和轴线而言，特别是与物理结构的走向有关的方向细节和轴线，“沿”另一个轴线、方向或结构的轴线、方向或结构的走向应被认为是指，它们特别是结构上的给定点处产生的切线在每种情况下以相对于彼此小于或等于45°的角度延伸，优选以小于30°的角度延伸，特别优选彼此平行延伸。
在本文中，就方向细节和轴线而言，特别是与物理结构的走向有关的方向细节和轴线，“横向于”另一个轴线、方向或结构的轴线、方向或结构的走向应被认为是指，它们特别是结构上的给定点处产生的切线在每种情况下以相对于彼此大于或等于45°的角度延伸，优选以大于或等于60°的角度延伸，特别优选彼此垂直延伸
附图说明
在下文，将参照附图的图来描述本发明，其中：
图1为根据本发明的实施方式的结构部件的示意性剖视图；
图2为根据本发明的实施方式的结构部件的基本单元的立体图，其中基本单元在网格结构内重复；
图3为根据本发明的实施方式的结构部件的基本单元的立体图，该基本单元在网格结构内重复；
图4为根据本发明的实施方式的结构部件的网格结构的立体图；
图5为根据本发明的另一种实施方式的结构部件的非连续的立体剖视图；
图6为用于制造根据本发明的实施方式的结构部件的方法的象征性流程图；
图7为用于设计根据本发明的实施方式的结构部件的方法的象征性流程图。
除非另有规定，在附图中，相同的附图标记表示相同或功能相同的部件。
附图标记列表
1-结构部件；10-网格结构；11-基本单元；12-基本单元；13-多面体的内部空间；14-多面体的面；15-杆元件；15A-多面体的棱；16-增强元件；16A-节点；17-多面体的顶点；21-第一区域；22-第二区域；23-第三区域；25-间隙；100-机身部件；101-第一覆盖层；102-第二覆盖层；C-部件横向方向；F-功能部件；L-部件纵向方向；l-基本单元的棱长；l15-特定杆元件的长度；l16-特定增强元件的长度；M1-用于制造结构部件的方法；M1-1-方法步骤；M2-用于设计结构部件的方法；M2-1-方法步骤；M2-2-方法步骤；M2-3-方法步骤；M2-4-方法步骤；T-厚度方向。
具体实施方式
图1示意性示出了结构部件1的示例性设计。结构部件1具有在厚度方向T上构造的网格结构10。如图1示意性所示，网格结构10由多个杆元件15构成。杆元件15在网格结构10内形成重复的基本单元11、12。在图1中，这通过矩形盒象征地表示。基本单元各自具有相同的多面体外形。如图1中通过举例所示，多个基本单元11、12特别地在厚度方向T上一个接一个地形成。图1还示出了多个基本单元11、12还可以在横向于厚度方向T延伸的部件纵向方向L上尤其是一个接一个地形成。可选地，多个基本单元11、12也可以形成在部件横向方向C上，该部件横向方向C横向于厚度方向T和部件纵向方向L延伸。一般而言，如此制造在空间延伸的开放式单元网格结构10，其可以有利地特别通过3D打印方法(例如，通过SLS方法或SLM方法)制造。网格结构10可以特别地形成为整体；例如，网格结构10可以通过单一连续的3D打印方法制造。
同样如图1中象征性所示，在网格结构10的第一区域21中设置第一数量的增强元件16，该区域形成在厚度方向T上，并且在厚度方向T上与第一区域21邻接的第二区域22中设置第二数量的增强元件16，第二数量的增强元件16少于第一数量的增强元件16。图1通过举例象征性示出了在第一区域21中每个基本单元11的4个增强元件16，而在第二区域22中的基本单元12没有任何额外增强。第一区域21和第二区域22还各自在部件纵向方向L上沿彼此延伸，并且还可选地在横向于部件纵向方向L延伸的部件横向方向C上沿彼此延伸。如图1中通过举例所示，杆元件15被组装形成网格结构10，使得该元件在第一区域21内形成在部件纵向方向L上重复的基本单元11。此外，杆元件15被组装形成网格结构10，使得该元件在第二区域22内形成在部件纵向方向L和厚度方向T上重复的基本单元12。因此，网格结构10包括多个包括基本单元11、12的独立的区域21、22，所述基本单元11、12各自通过相同数量的增强元件16增强，并且增强元件16的设置还优选在有关区域21、22中有规律地重复。
在图1中可以看出，在介观(mesoscopic plane)平面上产生在区域中有规律的网格结构10。这在可以通过3D打印方法制造该结构方面特别有利，因为用于控制制造方法所需的数据的量由此被保持地较低。因此，所描述的网格结构10可以特别快速而有效地制成。此外，由于承受低机械载荷的区域中(例如，在第二区域22中)的增强元件16的数量可以保持为较低，因此在区域中提供不同的增强导致重量节省。
下面将详细讨论杆元件15的示例性构造设计及其在网格结构10中的多面体中的设置以及增强元件16的可能的构造设计。
图1通过举例示出了包括第一区域21、第二区域22以及另外的第三区域23的结构部件。在这种情况下，第三区域23被构造为使得其与第一区域21相同，特别是其通过增强元件16以相同的方式被增强。第三区域23被设置成使得其在厚度方向T上距离第一区域21一定距离。第二区域22在第一区域21与第三区域23之间延伸。因此，图1中通过举例示出的结构部件1具有包括芯部和外部区域的夹心结构，其中芯部为第二区域的形式，外部区域为第一区域21和第三区域23的形式并且相对于芯部被增强。通常，可以设置具有不同数量的增强元件16的2至5个不同区域21、22、23。
结构部件1可以特别地设计成以平面方式延伸的部件并且特别地为平坦的或凹状的，例如，如图5所示。此外，结构部件1也可以被设计成细长的、梁形或桁架形的部件(没有示出)，例如，T形梁、H形梁、U形梁或具有多边形横截面的梁。杆元件15通常被设置成使得它们形成在网格结构内重复并且每个具有相同的多面体外形的基本单元11、12。通过这种方式，杆元件15的设置限定结构部件1的横截面形状和空间的延伸。
图4通过举例示出了网格结构10的一部分。网格结构10由多个杆元件15组装，使得这些元件形成在网格结构10内部有规律地重复的基本单元11、12。图2和图3各自通过举例示出了外形为立方体形式的多面体的基本单元11、12。杆元件15形成立方体的棱15A。在图2和图3通过举例示出的立方体基本单元11、12中，在每种情况下4个杆元件15限定立方体的面14。面14也限定立方体的内部空间13。在图2和图3通过举例示出的立方体的情况下，至少三个杆元件15或正好三个杆元件15在所有情况下形成基本单元11、12的角17。当然，基本单元11、12也可由具有不同的外形，例如六面体、八面体、平截八面体、四面体、双四面体、多角棱柱体、十二面体、二十面体或三十二面体。
同样如图2和图3所示，可以在每个角17处提供材料的累积17A，例如，如图2和图3中通过举例所示，该材料的累积具有球形外形。这样在杆元件15之间产生机械稳定的连接。这样还防止了在多个杆元件15的连接点区域中的应力集中，因此产生了极其稳定和耐用的网格结构10。
杆元件15被设计成具有长度l15的细长部件。长度l15可以特别地在2mm与15mm之间的范围内，优选在5mm与10mm之间的范围内。在图2和图3中，通过举例将杆元件15各自示出具有圆形横截面。这是有利的，因为这种形状的横截面可以通过简单的方式制造，例如通过3D打印方法。此外，具有圆形横截面的杆元件15具有高的抗扭和抗弯强度。
在图2至图4中可以看出，除了杆元件15之外，在网格结构10内部还设置有增强元件16。如图4所示，在网格结构10的不同区域中设置不同数量的增强元件16，特别是针对每个基本单元11、12。
图2通过举例示出了包括总共8个增强元件16的第一类型的基本单元11。图3通过举例示出了包括总共4个增强元件16的第二类型的基本单元12。增强元件16各自在有关基本单元11、12的内部空间13中或者在有关基本单元11、12的面14上延伸。一般而言，一个增强元件16连接至少两个杆元件15。
如图2和图3中通过举例所示，每个增强元件可以特别地在多面体的顶点17之间延伸。在图2所示的基本单元11中，在两个面14中的每一个面上，两个增强元件16在两个对角相对的角17之间延伸。根据图2中的示例性视图，增强元件16在其上延伸的面16A从公共棱15A延伸出来。此外，在图2所示的基本元件11中，设置在多面体的内部空间13中延伸的4个增强元件16，这些增强元件各自在对角相对的角17之间延伸。图3中通过举例示出的基本元件12与图2中示出的基本元件11的不同之处仅在于，图3通过举例示出的基本元件12没有任何在面14上延伸的增强元件16。
因此，结构部件1(例如，图1中示意性示出的结构部件1)可以制成具有例如下述网格结构10，即，其中杆元件15被设置成使得它们在第一区域21中形成图2所示的基本单元11并且使得它们在第二区域22中形成图3所示的基本单元12。在可选的第三区域23中，网格结构10也可以例如由杆元件15组装，使得形成图2所示的基本单元11。因此，制成的网格结构10非常简单，特别是在各区域中有规律，并且在机械上坚固。例如，这种结构可以通过3D打印方法在厚度方向T上以特别有效的方式构造。
如图2至图4所示，增强元件16可以特别地设计成具有长度l16的杆，即细长部件。长度l16可以特别地为杆元件15的长度l15的至少1.41倍。在图2和图3中，通过举例将增强元件16各自示出为具有圆形横截面。这是有利的，因为这种形状的横截面可以通过简单的方式制造，例如通过3D打印方法。此外，具有圆形横截面的增强元件16具有高的抗扭和抗弯强度。
如图2和图3中通过举例所示，在内部空间13中延伸的所有增强元件16在节点16A处彼此相交并且在那里互连，特别是相互紧固。在图2所示的基本单元11中，在有关面14上延伸的两个增强元件12在所有情况下也可以在节点16A处彼此相交并且在那里互连，特别是彼此紧固。这赋予基本单元11、12非常高的扭转刚性。
基本单元11、12的“扭转刚性”可以特别地理解为是指，在下述情况下作为力或力矩测量的特定基本单元11、12对弹性变形的抗性：对从网格结构上取下的单元的形式的基本单元11、12(例如，图2和图3所示的单元)施加力或力矩时，例如施加指向相反方向的力时，各个力沿着相对的面作用并且要求达到一定程度的变形。扭转刚性可以特别地理解为是指针对所有相对的成对的面所确定的值的平均值。为了比较不同基本单元11、12的扭转刚性，应当考虑由相同材料的杆元件15和增强元件16组装成的基本单元。
在图2中，基本单元11的棱长l被示出。“棱长l”可以特别地理解为是指具体的杆元件15的长度l15。棱长l特别地在2mm和15mm的范围内。
杆元件15和增强元件16可以特别地由塑料材料或金属材料制成。
图5通过举例示出了结构部件1作为航空器(没有示出)的机身部件100的可能用途。结构部件在这种情况下通过平面的方式延伸并且是凹状的，特别是以圆弧段的方式成形。此外，另外提供可选的第一覆盖层101和可选的第二覆盖层102，网格结构10相对于厚度方向T设置在第一覆盖层101和第二覆盖层102之间。例如，第一覆盖层101可以形成航空器的外壳。例如，第二覆盖层102可以由气密性膜形成。
同样如图5所示，可以在网格结构10内形成用于接收功能部件F的间隙25。例如，间隙25可形成为没有在其中延伸的连接元件16的基本单元11、12。可替代地或另外地，可以省略网格结构10内部在厚度方向T上并且另外在部件纵向方向L上和/或在部件横向方向C上延伸的独立区域的杆元件15和/或连接元件16。功能部件F可以是图5示意性示出的线缆或线。
图6示意性示出了用于制造结构部件1的方法M1的顺序。下面通过举例并参照结构部件1的上述实施方式更详细地说明方法M1。
在该方法中，通过3D打印方法由多个杆元件15在厚度方向T上构造(M1-1)结构部件的网格结构10。这特别地包括分层形成单独的杆元件15和增强元件16使得它们各自从原材料延伸。网格结构10可以通过单一连续的3D打印方法特别地制成整体。例如，在厚度方法T上，形成第一区域21的杆元件15与网格结构10的相关联的增强杆16可以一个接一个地连续地形成，并且形成第二区域22的杆元件15与网格结构10的相关联的增强杆16可以一个接一个地连续地形成。
3D打印方法可以特别地包括选择性激光烧结(SLS)方法或选择性激光熔化(SLM)方法。在SLS方法和SLM方法中，通过该将建模材料以粉末的形式施加到底基层并且通过局部激光照射以有针对性的方式液化，由此在冷却之后产生固体连续部件，部件由建模材料(例如，塑料材料(SLS方法)或金属(SLM方法))分层堆积。这些方法在要构造的网格结构方面特别有利，因为在杆元件15或增强元件16的构造期间，粉末材料被用作用于支撑杆元件15或增强元件16的支撑材料。因此，网格结构10可以以高精度制成。
图7示意性示出了用于设计结构部件1的方法M2的顺序。该方法M2也在下面通过举例并参照结构部件1的上述实施方式更详细地说明。
用于设计结构部件的方法M2可以特别地通过计算装置(没有示出)来执行，计算装置例如为PC形式，其包括处理器单元和可以通过处理器单元读出并适于存储数据的存储器单元。
在第一方法步骤M2-1中，首先确定结构部件1内的预期加载模式。例如，该结构部件内的预期加载模式可以基于机械限制通过有限元方法来确定，该机械限制特别地为结构部件1上力的施加方向、施加点及力的大小的形式。模拟结构部件1的横截面的一种可能的加载情况，并且针对该横截面的闭合体积单元来计算该横截面内因加载而出现的力和/或应力。
在另外的方法步骤中，识别(M2-2)结构部件1的承受高机械载荷的至少一个第一区域21和结构部件的承受低机械载荷的一个第二区域22。这可以特别地包括将针对每个体积单元实际确定的力或应力与预定的阈值进行比较。如果实际确定的力高于阈值，则有关体积单元被识别为承受高载荷。如果实际确定的力小于或等于阈值，则该单元被识别为承受低载荷。
在另外的步骤中，构造(M2-3)形成结构部件的网格结构10。这特别地包括创建用于描述杆元件15和增强元件15的位置及延伸的数据集。
构造(M2-2)网格结构的步骤还可以包括从具有不同数量的增强元件16的2至5种类型的基本单元11、12中选择(M2-4)至少一种第一类型的基本单元11和一种第二类型的基本单元11。例如，除了图2和图3所示的基本单元11、12的类型之外，也可以设置其他基本单元，该其他基本单元被设计成比所述类型具有更多或更少的增强元件16，并且可以形成为通过杆元件15和增强元件16在网格结构10内重复。例如，可以进行选择(M2-4)，使得有关基本单元的扭转刚性可以与针对横截面的体积单元所确定的载荷进行比较。特别地，然后可以选择扭转刚性与针对横截面的有关体积单元所确定的力差别最小的基本单元。
尽管上面基于实施方式通过举例说明了本发明，但是本发明并不限于这些实施方式，而是可以通过许多不同方式修改。特别地，还可以想到上述实施方式的组合。

Claims (15)

1.一种结构部件(1)，特别是用于航空器的结构部件，所述结构部件具有在厚度方向(T)上由多个杆元件(15)构造的网格结构(10)，其中，杆元件(15)形成在网格结构内重复并且每个具有相同的多面体外形的基本单元(11；12)；并且
其中，在网格结构(10)的第一区域(21)中设置第一数量的增强元件(16)，所述第一区域形成在厚度方向(T)上，并且在厚度方向(T)上与第一区域(21)邻接的第二区域(22)中设置第二数量的增强元件(16)，其中第二数量的增强元件(16)少于第一数量的增强元件(16)。
2.根据权利要求1所述的结构部件(1)，其中，增强元件(16)在有关基本单元(11；12)的内部空间(13)中或在有关基本单元(11；12)的面(14)上延伸。
3.根据权利要求1或2所述的结构部件(1)，其中，增强部件(16)由杆形成。
4.根据权利要求3所述的结构部件(1)，其中，至少两个增强元件(16)在每种情况下在所述增强元件(16)互连的节点(16A)处彼此相交。
5.根据前述任一项权利要求所述的结构部件(1)，其中，增强元件(16)在杆元件(15)之间延伸，特别是在多面体的顶点(17)之间延伸。
6.根据前述任一项权利要求所述的结构部件(1)，其中，增强元件(16)的长度(l16)为杆元件(15)的长度(l15)的至少1.41倍。
7.根据前述任一项权利要求所述的结构部件(1)，其中，在网格结构(10)内设置具有不同数量的增强元件(16)的2至5个不同区域(21；22)。
8.根据前述任一项权利要求所述的结构部件(1)，其中，基本单元(11；12)的外形为立方体、六面体、八面体、平截八面体、四面体、双四面体、多角棱柱体、十二面体、二十面体或三十二面体。
9.根据前述任一项权利要求所述的结构部件(1)，其中，每个基本单元(11；12)的棱长(l)都在2mm和15mm之间的范围内。
10.根据前述任一项权利要求所述的结构部件(1)，其中，杆元件(15)和增强元件(16)由塑料材料或金属材料制成。
11.根据前述任一项权利要求所述的结构部件(1)，其中，在网格结构(10)内形成用于接收功能部件(F)的间隙(25)。
12.一种用于制造结构部件(1)的方法(M1)，其包括下述方法步骤：
通过3D打印方法由多个杆元件(15)在厚度方向(T)上构造(M1-1)网格结构(10)，使得杆元件(15)形成在网格结构内重复并且每个具有相同的多面体外形的基本单元(11；12)，并且使得在厚度方向(T)上形成具有第一数量的增强元件(16)的网格结构(10)的第一区域(21)，并且形成具有第二数量的增强元件(16)的、在厚度方向(T)上与第一区域(21)邻接的第二区域(22)，其中，第二数量的增强元件(16)少于第一数量的增强元件(16)。
13.根据权利要求12所述的方法，其中，3D打印方法包括选择性激光烧结(SLS)方法或选择性激光熔化(SLM)方法。
14.一种用于设计结构部件(1)的方法(M2)，其包括下述步骤：
确定(M2-1)结构部件(1)内的预期加载模式；
识别(M2-2)结构部件(1)的承受高机械载荷的至少一个第一区域(21)和结构部件的承受低机械载荷的一个第二区域(22)；
构造(M2-3)形成结构部件并且具有多个杆元件(15)的网格结构(10)，其中杆元件(15)形成在网格结构内重复并且每个具有相同的多面体外形的基本单元(11；12)，并且其中在所确定的第一区域(21)中，网格结构(10)被构造为具有第一数量的增强元件(16)，并且在所确定的第二区域(22)中，所述结构被构造为具有第二数量的增强元件(16)，其中，第二数量的增强元件(16)少于第一数量的增强元件(16)。
15.根据权利要求14所述的方法(M2)，其中，构造(M2-2)网格结构包括从具有不同数量的增强元件(16)的2至5种类型的基本单元(11；12)中选择(M2-4)至少一种第一类型的基本单元(11)和一种第二类型的基本单元(11)。
CN201810019147.3A 2017-01-10 2018-01-09 结构部件、制造结构部件的方法和设计结构部件的方法 Withdrawn CN108284938A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017200299.9A DE102017200299A1 (de) 2017-01-10 2017-01-10 Strukturbauteil, Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils sowie Verfahren zur Gestaltung eines Strukturbauteils
DE102017200299.9 2017-01-10

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN108284938A true CN108284938A (zh) 2018-07-17

Family

ID=62636550

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810019147.3A Withdrawn CN108284938A (zh) 2017-01-10 2018-01-09 结构部件、制造结构部件的方法和设计结构部件的方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20180207726A1 (zh)
CN (1) CN108284938A (zh)
DE (1) DE102017200299A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109878091A (zh) * 2019-03-06 2019-06-14 北京灵动飞天动力科技有限公司 一种适用于3d打印的减重用微结构元成型方法
JP2022547986A (ja) * 2019-09-11 2022-11-16 ビーエイイー・システムズ・インフォメーション・アンド・エレクトロニック・システムズ・インテグレイション・インコーポレーテッド 高剛性対重量反射光学系の３ｄプリンティング
WO2023066414A3 (zh) * 2022-10-21 2023-09-07 沈阳铸造研究所有限公司 一种基于增材制造的近零膨胀点阵金属及制备方法与应用

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11415173B2 (en) * 2018-10-17 2022-08-16 Aktiebolaget Skf Elastomeric bearing having reduced-weight end cap
US11913496B2 (en) 2018-10-17 2024-02-27 Aktiebolaget Skf Elastomeric bearing having carbon-fiber reinforced laminae
CN109848410B (zh) * 2019-03-12 2023-08-29 华中科技大学 一种高自由度复杂结构零件的增材制造装置及方法
WO2021216695A1 (en) * 2020-04-22 2021-10-28 Jan Willem Van Egmond Low-density structured materials and methods of making and using same
CN111992713B (zh) * 2020-07-16 2022-11-25 国营芜湖机械厂 一种飞机进气道防护栅激光选区熔化成形方法
CZ309784B6 (cs) * 2022-11-13 2023-10-04 Posedla s.r.o. 3D tištěný materiál s variabilně flexibilní vnitřní strukturou, zejména pro výrobu sportovního vybavení

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102481973A (zh) * 2009-12-30 2012-05-30 Ima材料研究与科技应用有限公司 航空器或航天器壳体
CN102616365A (zh) * 2011-01-31 2012-08-01 空中客车运营简化股份公司 整体开口的增强结构
US20160009026A1 (en) * 2013-02-26 2016-01-14 Arburg Gmbh + Co. Kg Method for producing a three-dimensional object by means of generative construction
US20160129984A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-12 Airbus Operations Gmbh Structural component and method for producing a structural component
US20160325520A1 (en) * 2014-01-07 2016-11-10 Nama Development Llc 3-D Honeycomb Foam Structure

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9902114B2 (en) 2014-01-09 2018-02-27 Siemens Product Lifecycle Management Software Inc. Method for creating three dimensional lattice structures in computer-aided design models for additive manufacturing
EP2940341B1 (de) * 2014-04-30 2018-06-20 FESTO AG & Co. KG Leichtbaustruktur

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102481973A (zh) * 2009-12-30 2012-05-30 Ima材料研究与科技应用有限公司 航空器或航天器壳体
CN102616365A (zh) * 2011-01-31 2012-08-01 空中客车运营简化股份公司 整体开口的增强结构
US20160009026A1 (en) * 2013-02-26 2016-01-14 Arburg Gmbh + Co. Kg Method for producing a three-dimensional object by means of generative construction
US20160325520A1 (en) * 2014-01-07 2016-11-10 Nama Development Llc 3-D Honeycomb Foam Structure
US20160129984A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-12 Airbus Operations Gmbh Structural component and method for producing a structural component

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109878091A (zh) * 2019-03-06 2019-06-14 北京灵动飞天动力科技有限公司 一种适用于3d打印的减重用微结构元成型方法
CN109878091B (zh) * 2019-03-06 2021-07-06 北京灵动飞天动力科技有限公司 一种适用于3d打印的减重用微结构元成型方法
JP2022547986A (ja) * 2019-09-11 2022-11-16 ビーエイイー・システムズ・インフォメーション・アンド・エレクトロニック・システムズ・インテグレイション・インコーポレーテッド 高剛性対重量反射光学系の３ｄプリンティング
JP7354423B2 (ja) 2019-09-11 2023-10-02 ビーエイイー・システムズ・インフォメーション・アンド・エレクトロニック・システムズ・インテグレイション・インコーポレーテッド 高剛性対重量反射光学系の３ｄプリンティング
WO2023066414A3 (zh) * 2022-10-21 2023-09-07 沈阳铸造研究所有限公司 一种基于增材制造的近零膨胀点阵金属及制备方法与应用

Also Published As

Publication number Publication date
US20180207726A1 (en) 2018-07-26
DE102017200299A1 (de) 2018-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108284938A (zh) 结构部件、制造结构部件的方法和设计结构部件的方法
Nguyen et al. A method to generate lattice structure for additive manufacturing
US11192322B2 (en) 3-D honeycomb foam structure
Goel et al. Design of functionally graded lattice structures using B-splines for additive manufacturing
JP7503575B2 (ja) 付加製造された物品の軽量化及び／又は設計のための方法
Jin et al. Optimization of process planning for reducing material consumption in additive manufacturing
Brennan-Craddock et al. The design of impact absorbing structures for additive manufacture
KR101155267B1 (ko) 3차원 다공질 경량 구조체의 제조 방법
JP6817631B2 (ja) 曲面連結構造および立体連結構造
EP3345754B1 (en) Sandwich panel with recessed channel network
US20100233421A1 (en) Doubly-Curved Mesh
US20130052398A1 (en) Honeycomb Structure and a Forming Method Thereof
KR101682992B1 (ko) 직조 금속에 기반한 팽창성 구조체, 그 제조방법 및 장치
Liu et al. A novel origami mechanical metamaterial based on Miura-variant designs: exceptional multistability and shape reconfigurability
Roovers et al. Digital design of deployable scissor grids based on circle packing
Kumar et al. Preprocessing and postprocessing in additive manufacturing
Cam et al. Fluid flow-inspired curvature-aware print-paths from hexahedral meshes for additive manufacturing
White et al. Reliable external actuation for full reachability in robotic modular self-reconfiguration
Wang et al. Computer-aided design methods for the additive fabrication of truss structure
Ro et al. Analytical models of the geometric properties of solid and hollow architected lattice cellular materials
CN114474741B (zh) 一种多轴无支撑3d打印曲面切片方法、装置和服务器
JP6767162B2 (ja) ラティス構造
e Lucato et al. Actuator placement optimization in a Kagome based high authority shape morphing structure
CN112712859B (zh) 一种基于正四面体框架构建三维负泊松比结构的方法
Ugarte-Urzúa et al. Extruded Tessellations: A novel structural ceramic system at the intersection of industrial ceramic extrusion and CNC fabrication

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WW01 Invention patent application withdrawn after publication

Application publication date: 20180717

WW01 Invention patent application withdrawn after publication