CN109514772B - 具有各向异性的热性能的模具工具 - Google Patents

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Abstract

在一个实施方式中，一种方法可以包括将复合材料加热成粘性形式，其中，复合材料包括热塑性塑料和多个增强纤维，其中，所述多个增强纤维在热塑性塑料内随机地排列。该方法还可以包括挤出多股复合材料，其中，挤出所述多股使得每股内的所述多个增强纤维对齐。该方法还可以包括将所述多股复合材料排列成形成模具工具，其中，模具工具构造成在加热的温度处对复合结构进行模制，并且其中，模具工具包括各向异性的热膨胀性能，其中，各向异性的热膨胀性能基于所述多个增强纤维在模具工具内的取向。

Description

具有各向异性的热性能的模具工具
技术领域
本公开总体上涉及复合结构，并且更具体地但非排他性地涉及用于制造复合结构的工具。
背景技术
飞行器经常使用复合结构来设计。复合结构例如可以包括结合在一起的不同材料的组合以实现某些结构性能。然而，制造复合结构可能需要为特定的复合结构设计及建造专门的制造工具。此外，建造用于制造复合结构的工具可能是耗时且昂贵的。
发明内容
根据本公开的一个方面，一种方法可以包括将复合材料加热成粘性形式，其中，复合材料包括热塑性塑料和多个增强纤维，其中，所述多个增强纤维在热塑性塑料内随机地排列。该方法还可以包括将多股复合材料挤出，其中，将多股挤出使每股内的所述多个增强纤维对齐。该方法还可以包括将所述多股复合材料排列成形成模具工具，其中，模具工具构造成在加热的温度处对复合结构进行模制，并且其中，模具工具包括各向异性的热膨胀性能，其中，各向异性的热膨胀性能基于所述多个增强纤维在模具工具内的取向。
附图说明
图1图示了根据某些实施方式的示例旋翼飞行器。
图2A至图2D图示了各向异性的结合组装固定件的示例实施方式。
图3A至图3F图示了各向异性的结合模具的示例实施方式。
图4图示了用于对工具部件进行增材制造的流程图。
具体实施方式
以下公开描述了用于实现本公开的特征和功能的各种说明性的实施方式和示例。虽然下面结合各种示例实施方式描述了特定的部件、设置和/或特征，但是这些仅是用于使本公开简化的示例，而不意在是限制性的。当然将应理解的是，在任何实际实施方式的研究中，必须做出许多特定于实现形式的决定，以实现研究人员的特定目标，包括遵守系统、业务和/或法律约束，这些决定可能因实现形式的不同而变化。此外，将应理解的是，虽然这种研究努力可能会是复杂且耗时的，但是对于受益于本公开的本领域普通技术人员而言，它将不过是例行任务。
在本详述中，可以参照如附图中所示的各种部件之间的空间关系以及部件的各方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读了本公开之后将认识到的，本文中描述的装置、部件、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，使用比如“上方”、“下方”、“上”，“下”或其他类似术语来描述各种部件之间的空间关系或描述这些部件的各方面的空间取向，应理解为分别描述了部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向，因为本文中描述的部件可以以任何期望的方向定向。此外，本公开可以在各种示例中重复附图标记和/或字母。这种重复是出于简单和清楚的目的，并且其本身不指示所讨论的各种实施方式和/或构型之间的关系。
现在将参照附图对可以用于实现本公开的特征和功能的示例实施方式进行更具体地描述。
图1图示了旋翼飞行器100的示例实施方式。旋翼飞行器100包括机身110、主旋翼系统120和尾翼130。机身110为旋翼飞行器100的主体并且可以包括客舱(例如，用于机组人员、乘客和/或货物)以及/或者容纳某些机械部件和电气部件(例如，发动机、变速器和/或飞行控制器)。旋翼飞行器100的旋翼系统120用来产生升力。例如，旋翼系统120包括多个旋翼桨叶122a至122d，所述多个旋翼桨叶122a至122d在由发动机供给转矩时旋转，这进而产生升力。此外，可以调节每个旋翼桨叶122的桨距以选择性地控制旋翼飞行器100的方向、推力和升力。旋翼飞行器100还包括用于提供反向转矩和/或方向控制的尾部旋翼系统140，尾部旋翼系统140类似地包括多个旋转的旋翼桨叶142a至142d，并且尾部旋翼系统140定位在尾翼130上。尾翼130还包括水平稳定器132和竖向稳定器134，水平稳定器132和竖向稳定器134分别为旋翼飞行器100提供水平稳定性和竖向稳定性。
飞行器、比如旋翼飞行器100的部件经常使用复合结构来设计。复合结构例如可以包括结合在一起的不同材料的组合，以实现通常优于单独的基础材料(underlyingmaterial)的性能的某些结构性能。例如，复合结构可以是轻质的但相当强的，从而使得复合结构特别适合于飞行器、和/或对性能而言重量和/或强度至关重要的其他应用。因此，复合结构经常在机翼、旋翼桨叶、发动机叶片、螺旋桨、飞行控制表面、整流罩、扰流板、稳定器、机体结构部件、机身、各种内部部件(例如地板、墙壁、固定件)等的设计中使用。然而，制造复合结构可能需要为特定的复合结构设计以及建造专门的制造工具。此外，建造用于制造复合结构的工具可能是耗时且昂贵的。
作为示例，用于旋翼系统的机翼或桨叶通常包括各种复合部件，比如翼梁、翼肋、蒙皮等。这些基础部件(underlying component)经常分开生产并且随后被结合在一起。例如，各基础部件可以使用各种模具被分开制造、并且然后可以使用组装固定件结合在一起。特定部件的制造过程可能例如涉及将相关联的模具放置在高压釜中，从而在升高的压力和温度(例如，250+华氏度)处固化部件。所得的部件然后可以在组装固定件中被结合在一起，这可以根据所使用的特定的结合方法而在室温或在升高的温度处完成。例如在一些情况下，部件可以在组装固定件中于室温处使用紧固件和/或糊状粘结剂结合在一起。然而在其他情况下，部件可以在组装固定件中于升高的压力和温度(例如，在高压釜中)使用热固性树脂或粘结剂结合在一起。热固性树脂例如是在高温处固化时经受从粘性状态到刚性状态的不可逆的化学转变的树脂，因此仅能被固化一次。与在室温结合(例如，使用紧固件和/或糊状粘结剂)相比，使用热固性树脂的高温结合可以导致更强的结合并且可以消除以及/或者减少对机械紧固件的需求。
然而，在高温处制造并结合复合部件需要相关联的模具和组装固定件都具有某些热性能，比如具有适合的热膨胀性能。例如，当经受高温时，材料可以在各种方向上以特定的速率膨胀。材料在给定方向上的膨胀速率由其热膨胀系数(CTE)表示。在所有方向上具有相同的CTE的材料可以被称为是各向同性的，而在所有方向上都不具有相同的CTE的材料可以被称为是各向异性的。许多复合部件使用具有低CTE的各向同性的材料来设计，以便在高温处固化时使膨胀最小化。用于使复合部件固化的工具(例如，组装固定件和结合模具)可以被类似地设计成具有适合的CTE性能，以使固化过程期间的异常和变形最小化。例如，如果工具的CTE性能明显不同于被固化的复合部件的CTE性能，工具可能会在固化过程期间(例如，当温度升高及降低时)拉伸和/或压缩复合部件，这可能导致复合部件的制造异常和/或撕裂或压碎。例如，如果组装固定件具有高CTE，组装固定件可以在固化过程期间随其温度的升高而膨胀，从而使得所得的部件类似地伸展、生长以及/或者撕裂，并且组装固定件随后可以在固化过程结束以及组装固定件的温度降低之后收缩，从而所得的部件被压缩以及/或者被压碎。因此，在一些情况下，用于复合部件的高温固化的工具可以使用具有与复合部件自身的CTE大致匹配的低CTE的各向同性的材料来设计。例如，在一些情况下，工具可以使用不胀钢、具有低CTE的各向同性的镍铁合金来设计。然而，建造基于不胀钢的工具的过程可能是非常耗时且昂贵的。
因此，本公开描述了能够高效建造并且适合于复合部件的高温固化的工具(例如，组装固定件和模具)的各种实施方式。例如，本公开描述了对热各向异性的工具执行增材制造的实施方式，热各向异性的工具可以使用增材制造来建造并且可以被调整成具有最佳的各向异性的热性能。使用增材制造来建造工具的能力显著减少了建造用于高温固化的工具(例如基于不胀钢的工具)通常所需的时间和费用。此外，对工具的各向异性的热性能进行调整的能力允许工具的热膨胀性能针对高温固化而被优化。例如，工具可以设计成在不同的尺寸上具有不同的CTE，以使：某些方向上的膨胀最小化、在某些方向上提供压缩结合、以及/或者有助于将所得的复合部件从工具取出。例如，工具可以在使热膨胀最小化对于避免制造异常是至关重要的某些尺寸上设计成具有低CTE。工具还可以设计成在某些尺寸上具有下述CTE：该CTE通过沿某些方向施加压缩力而促进结合。最后，工具还可以在某些尺寸上设计成具有下述CTE：该CTE例如通过使工具在固化过程期间膨胀从而使得工具随后在固化过程完成之后收缩并且从复合部件释放自身而有助于从工具中取出复合部件。
例如，在一些实施方式中，工具可以由纤维增强热塑性树脂使用增材制造来建造。例如，与仅能被固化一次的热固性树脂不同，热塑性树脂在高温处被加热时不经历不可逆的化学转变，并因此可以被固化多次。因此，虽然复合部件自身可以使用仅能被固化一次的热固性树脂形成，但相关联的工具使用能够被重复固化的热塑性树脂形成。以这种方式，工具可以使用增材制造来建造，以反复取出及固化纤维增强热塑性树脂层。此外，在策略上可以执行增材制造过程，以使增强纤维对齐，从而获得期望的各向异性的热性能。例如，热塑性树脂通常具有高CTE，而纤维增强件通常具有低CTE。因此，纤维增强件可以在热塑性基质中沿某些方向对齐，以获得用于工具的某些方面的期望的CTE性能。
以这种方式，工具可以使用增材制造来建造，同时还允许将工具的热性能调整成具有用于高温固化的最佳的CTE值。另外，这种增材制造方法的灵活性能够使所得的工具获得适合的刚度同时仍保持轻质，因此，改进了工具的运输和操纵，并且由于其较低的热质量而促进了工具的快速加热及冷却。此外，使用增材制造的能力显著减少了建造具有用于高温固化的适合的热膨胀性能的工具所需的时间和费用，并因此显著减少了用于制造复合部件的周期。例如，虽然基于不胀钢的工具可能花费数月或数年来建造，但使用本公开的实施方式所设计的工具可能仅花费数天或数周来建造。因此，所描述的实施方式可以用来显著地减少用于制造复合部件的周期。例如，在一些实施方式中，所描述的实施方式可以用于高效地生产工具并且减少用于飞行器部件、比如机翼、旋翼桨叶、发动机叶片、螺旋桨、飞行控制表面、整流罩、扰流板、稳定器、机体结构部件、机身、各种内部部件(例如，地板、墙壁、固定装置)等的制造周期。所描述的实施方式还可以用于其他的应用，比如制造基于陆地的交通工具(例如，汽车、公交车、卡车)、基于水的交通工具(例如，船只、潜艇)、航天器、和/或涉及复合部件的任何其他的应用。
下面参照其余的附图对示例实施方式进行更详细的描述。应当理解的是，图1的旋翼飞行器100仅是对可以与贯穿本公开描述的实施方式一起使用的各种飞行器的说明。其他飞行器实现形式可以包括例如固定翼飞机、混合式飞行器、倾转旋翼飞行器、无人驾驶飞行器、旋翼机、各种直升机构型、和遥控飞机及其他示例。此外，所描述的实施方式还可以用于其他非飞行器实现形式，包括基于陆地的交通工具、基于水的交通工具、和/或基于空间的交通工具及其他示例。
图2A至图2D图示了各向异性的组装固定件200的示例实施方式。组装固定件200可以通过使用基础部件的高温结合而用于组装复合结构。此外，组装固定件200可以使用增材制造来建造并被调整成具有适合于高温结合的各向异性的热膨胀性能。使用增材制造来建造组装固定件200的能力使得组装固定件200能够比其他类型的高温结合的组装固定件(例如，基于不胀钢的组装固定件)更快、更便宜地建造，因此显著减少了用于特定部件的制造周期。此外，对组装固定件200的各向异性的热膨胀性能进行调整的能力允许组装固定件200针对高温结合而被优化。因此，与其他类型的组装固定件不同，组装固定件200可以以时间有效和成本有效的方式建造，同时仍获得用于高温结合的适合的热膨胀性能。在图示的实施方式中，组装固定件200设计成用于组装旋翼飞行器的尾部旋翼(例如，图1中的旋翼飞行器100的尾部旋翼140)的桨叶或机翼230。然而，在其他实施方式中，用于任何其他类型的部件的组装固定件可以使用类似的方法来设计及建造。
在图示的实施方式中，组装固定件200可以通过使用高温结合而将旋翼机翼230的基础部件结合在一起而用来组装各基础部件。例如，机翼230使用各种部件包括翼梁232a至232c、翼肋234a至翼肋d和蒙皮236以及为了简单起见从图示的示例中省略的各种其他部件形成。在一些情况下，这些基础部件可以分开生产(例如，使用模具)，并且随后使用组装固定件200将这些基础部件结合在一起。组装固定件200用于在结合过程期间将机翼230的基础部件牢固地保持在适当的位置。例如，组装固定件200包括基部结构210和从基部延伸的多个细节固定件220a至220c，多个细节固定件220a至220c共同用于将机翼230的各种部件比如翼梁和翼肋234牢固地定位。在一些情况下，机翼230的各种部件然后可以使用高温结合而结合在一起。例如，在将机翼230的基础部件固定在组装固定件200中之后，可以将组装固定件200放置在高压釜中以使用在升高的压力和温度(例如，250+华氏度)处固化的结合粘结剂(例如，热固性树脂)将部件结合在一起。
此外，组装固定件200可以使用增材制造来建造，使得允许组装固定件200的热膨胀性能针对高温结合而被优化。例如，由热膨胀造成的增长可以根据各个尺寸的CTE和大小而在结构的不同尺寸上变化。特别地，特定尺寸的增长随着该尺寸的CTE的幅值而增大，而且也随着该尺寸的大小而增大。因此，甚至具有相同CTE个各尺寸在其大小不同的情况下也将经历不同水平的增长。作为示例，机翼230具有显著大于其高度和宽度的长度，并且组装固定件200具有类似比例的尺寸以容纳机翼230。因此，机翼230和组装固定件200在其长度上比在其高度和宽度上更易受热增长的影响。然而，机翼230的部件通常使用具有低的热膨胀系数(CTE)的各向同性材料来设计，以使所有尺寸的热膨胀最小化，从而避免制造异常。然而，如果组装固定件200的CTE性能与机翼230的CTE性能明显不同，热膨胀可能致使组装工具200在结合过程期间在机翼230中产生制造异常或缺陷。例如，当组装固定件200在结合过程期间由于其升高的温度而发生热膨胀时，如果组装固定件200和机翼230以明显不同的速率膨胀，则组装固定件200可能会拉伸以及/或者撕裂机翼230。类似地，当组装固定件200随后在结合过程完成以及组装固定件200的温度降低之后收缩时，组装固定件200可能会压缩或压碎机翼230。虽然可以使用不胀钢(具有低CTE的各向同性材料)来设计组装固定件200，使得组装固定件200在所有尺寸上大致匹配机翼230的CTE，从而使制造异常最小化，但建造基于不胀钢的工具的过程可能是非常耗时且昂贵的。此外，组装固定件200仅在长度尺寸上匹配机翼230的CTE可能就足够了，这是因为该长度尺寸比其他尺寸显著更大，并因此比其他尺寸更易受热增长的影响。
因此，组装固定件200可以使用能够被增材制造成具有调整的各向异性的热性能的材料来设计，从而允许组装固定件200以快速且成本有效的方式建造，并且还在长度尺寸上调整成具有低CTE，以使热增长最小化，否则热增长可能会使机翼230遭受到制造异常。例如，在一些实施方式中，组装工具200可以使用形成为纤维增强热塑性基质的各向异性材料240来建造。例如，如图2D所示，各向异性材料240可以包括浸渍有纤维217的热塑性树脂或热塑性基质216。热塑性基质216例如是在高温变成柔韧的或可模制的并在冷却时凝固的塑料材料或聚合物。例如在一些实施方式中，热塑性基质216可以包括丙烯酸(聚甲基丙烯酸甲酯)、丙烯腈丁二烯苯乙烯、尼龙、聚乳酸(聚丙交酯)、聚苯并咪唑、聚碳酸酯、聚醚砜、聚甲醛、聚醚醚酮、聚醚酰亚胺、聚乙烯、聚苯醚、聚苯硫醚、聚丙烯、聚苯乙烯、聚氯乙烯和/或特氟隆以及其他示例。此外，在一些实施方式中，纤维217可以包括碳纤维、石墨纤维、玻璃纤维和/或任何其他适合类型的增强纤维。在增材制造过程之前，各向异性材料240的纤维217在热塑性基质216内随机地排列。然而，在增材制造过程中，各向异性材料240可以以使纤维217在热塑性基质216内变成沿特定的方向对齐的方式被挤出。此外，因为热塑性基质216通常具有高CTE，而增强纤维217通常具有低CTE，使用这种方法产生的所得结构将在与纤维217定向对齐的尺寸上具有低CTE，并且在其余的尺寸上具有高CTE。因此，可以在策略上执行增材制造过程，以使增强纤维217在所得的组装固定件200中对齐，从而获得期望的各向异性的热性能。
例如，如图2B和图2C所示，组装固定件200可以使用熔融沉积成型(FDM)来被增材制造，以将各向异性材料240沿纵长方向挤成层或股215，从而形成组装固定件200的基部210。当各向异性材料240的层或股215通过喷嘴被挤出时，纤维217在层或股215被挤出的方向上变成对齐的。以这种方式，用于组装固定件200的所得的基部结构210在纵长尺寸上具有低CTE，而在高度尺寸和宽度尺寸上具有高CTE(例如，如由表示基部210的CTE性能的坐标轴250所示)。此外，虽然低CTE对于基部210的长度而言具有重要意义，但高CTE对于基部210的高度和宽度来说是可以接受的，这是由于高度尺寸和宽度尺寸明显更小，因此更不易受到热增长的影响。
组装固定件200的细节固定件220a至220c可以以类似的方法被增材制造，考虑到细节固定件220的高度是其最大的尺寸，因此高度比其宽度或深度更易受热增长的影响，因而各向异性材料240可以以每个细节固定件200在高度尺寸上获得低CTE的方式被挤出。例如，在一些实施方式中，每个细节固定件220可以通过将各向异性材料240挤出成沿着细节固定件220的高度定向的层或股215而被增材制造。
最后，在一些实施方式中，组装固定件200的热性能可以被进一步调整，以利用热膨胀来实现压缩结合的目的。例如，组装固定件200可以被设计成使得组装固定件200在其基部210的纵长尺寸的CTE略小于机翼230的CTE。以这种方式，组装固定件200将在纵长尺寸上以比机翼230的速率略慢的速率热膨胀，从而在机翼230与组装固定件200彼此压靠时，在机翼230与组装固定件200之间产生压力，并且因此产生有助于结合过程的压缩力。因此，这种方法可以减少或消除在结合过程中使用机械加压器作为辅助的需要。例如，在一些实施方式中，调整组装固定件200的纵长尺寸上的CTE以用于压缩结合的目的可以通过下述实现：使用适合类型和数量的基础材料形成各向异性材料240、以及/或者在增材制造过程期间将各向异性材料240以适合的布置挤出。例如，各向异性材料240可以通过选择具有适合的CTE性能的热塑性基质216和纤维217、以及/或者调节纤维217在热塑性基质216内的密度以改变各向异性材料240的所得CTE的性能来形成。
以这种方式，组装固定件200可以被增材制造成具有调整的各向异性的热性能从而允许组装固定件200以快速且成本有效的方式建造并具有适合的热膨胀性能以用于机翼230的部件的高温结合。因此，用于机翼230的制造周期可以被显著减少，因为必需的工具可以比可能的现有类型的工具建造得明显更快。
图3A至图3F图示了各向异性模具300的示例实施方式。模具300可以用于例如使用高温固化制造复合部件。此外，模具300可以使用增材制造来生产并且具有调整的各向异性的热性能，因此允许模具300以快速且成本有效的方式建造，并且具有适合的热膨胀性能以用于复合部件的高温固化。在图示的实施方式中，模具300设计成制造翼梁332，翼梁332可以用在旋翼飞行器的尾部旋翼的机翼或桨叶的组装中。例如，在一些实施方式中，由模具300制造的翼梁332随后可以被图2的组装固定件200使用，以用于尾部旋翼的机翼230的组装。然而，在其他实施方式中，模具300可以被设计成制造任意其他类型的复合部件。
在图示的实施方式中，翼梁332通过使热固性复合翼梁材料330在模具300中成形、并且然后使翼梁材料330在高温和高压处固化(例如，使用高压釜)来制造。翼梁材料330例如可以是纤维增强热固性基质，比如浸渍有增强纤维的热固性树脂。热固性树脂例如是在高温固化时经受从粘性状态到刚性状态的不可逆的化学转变的树脂。此外，增强纤维可以使用设计成实现了用于翼梁332的期望的结构性能的取向而被浸渍在热固性树脂中。例如，在一些实施方式中，翼梁材料330可以是碳环氧树脂，碳环氧树脂是浸渍有碳纤维的环氧热固性树脂。然而，在其他实施方式中，翼梁材料330可以包括任意其他类型的热固性树脂和/或增强纤维。
因此，首先使用模具300将翼梁材料330模制成翼梁形状。例如，模具300包括外模线(OML)工具310和内模线(IML)工具320。OML工具310用于使翼梁的外表面形状成形，而IML工具320用于使翼梁的内表面形状成形。IML工具320最初是与OML工具310分开的(如图3A所示)，从而允许翼梁材料330以多层的方式铺放在IML工具320上，以形成翼梁的形状(如图3B所示)。然后将IML工具320翻转并插入到OML工具310中(如图3C所示)。以这种方式，在翼梁材料330于IML工具320上大致成形后，翼梁材料330随后在OML工具310与IML工具320之间被压缩，如图3D和图3E所示。翼梁材料330然后在高温和高压处于模具300中固化(例如，在高压釜中)，从而使得翼梁材料330从粘性状态转变为刚性状态，因此形成所得的翼梁332(如图3F所示)。
此外，模具300可以设计成具有热膨胀性能，该热膨胀性能对于翼梁的高温固化而言是最佳的。例如，在一些实施方式中，OML工具310可以设计成在其宽度尺寸上具有低CTE，而IML工具320可以设计成在其宽度尺寸上具有高CTE。以这种方式，翼梁材料330最初可以以比最终所得的翼梁332小的形式在IML工具320上成形，从而允许具有成形的翼梁材料330的IML工具320容易地插入到OML工具310中。此外，在固化过程期间，OML工具310和IML工具320在宽度尺寸上的CTE差异导致翼梁材料330拉伸至其最大尺寸，同时也在相应的工具部件之间被加压或压紧。例如，用于IML工具320的宽度的高CTE导致IML工具320热膨胀，从而将翼梁材料330拉伸至其最大的宽度直到翼梁材料330达到OML工具310的壁为止，然后OML工具310由于其低CTE而限制了任何进一步的膨胀。以这种方式，翼梁材料330在OML310与IML工具320之间被加压或压紧，这有助于在固化过程完成时获得良好成形的翼梁332。此外，当固化过程完成时，IML工具320的宽度尺寸随着IML工具320的温度恢复正常而收缩，从而从所得的翼梁332释放自身。以这种方式，用于IML工具320的宽度的高CTE还用于将所得的翼梁332从模具300中自动取出，从而消除了对单独取出步骤的需要。
此外，还可以期望设计在长度尺寸具有低CTE的OML工具310和IML工具320，以使在翼梁材料330的制造期间的制造异常最小化。例如，因为OML工具310和IML工具320的长度显著大于高度或宽度，所以OML工具310和IML工具320在其长度上更易受到热增长的影响，这可能会使OML工具310和IML工具320在固化过程期间发生热膨胀时拉伸或撕裂所得的翼梁332，以及/或者OML工具310和IML工具320随后在固化过程完成时发生收缩而将翼梁332压碎。因此，设计OML工具310和IML工具320在长度尺寸上具有低CTE使该尺寸上的热膨胀最小化，从而减少所得翼梁332中出现制造异常的可能性。
虽然可以使用各向同性的热材料来设计OML工具310和IML工具320，但是仅使用各向同性材料是不灵活的方法，这种方法不允许获得用于两个工具部件的所有尺寸上的最佳的CTE。例如，如上所述，可能会期望OML工具310和IML工具320在其宽度尺寸上具有不同的CTE，但在其长度尺寸上具有低CTE。因此，通过使用具有低CTE的各向同性材料(例如，不胀钢)来设计OML工具310，同时使用具有高CTE的各向同性材料(例如，铝)来设计IML工具320，可以获得CTE在宽度尺寸上的期望的差异。然而，虽然IML工具320的高的各向同性的CTE对于其宽度尺寸是期望的(例如，为了在相应的工具部件之间实现适合的CTE差异)，但是对于其长度尺寸是不期望的，这是因为高CTE使IML工具320在长度尺寸上受到热膨胀的影响，这可能在所制造的翼梁332中产生制造异常。另一方面，如果使用具有低CTE而非高CTE的各向同性材料(例如，不胀钢)来设计IML工具320，IML工具320的低的各向同性CTE对于其长度尺寸是期望的，以使热膨胀最小化，但是考虑到相应的工具部件在宽度尺寸上不再具有CTE差异，这对于其宽度尺寸是不期望的。因此，如果OML工具310和IML工具320仅使用各向同性材料来设计，它们可以在所有方向上具有低CTE以使热膨胀最小化，或者它们可以在所有方向上具有不匹配的CTE以便利用宽度尺寸上的CTE差异的益处，但两个优点不能同时获得。
因此，在一些实施方式中，IML工具320可以以允许IML工具320具有调整的各向异性热膨胀性能的方式被增材制造，因此允许IML工具320以快速且经济有效的方式来建造并且在各个尺寸上具有最佳的热膨胀性能。例如，在一些实施方式中，IML工具320可以使用由纤维增强热塑性基质形成的各向异性材料、使用结合图2的组装固定件200描述的类似过程来建造。例如，各向异性材料可以包括浸渍有增强纤维的热塑性树脂或热塑性基质。在增材制造过程之前，各向异性材料的纤维可以在热塑性基质内随机地排列。然而，在增材制造过程中，各向异性材料可以被挤出成使得纤维在热塑性基质内变成沿特定的方向对齐。此外，因为热塑性基质通常具有高CTE而增强纤维通常具有低CTE，所以使用这种方法生产的所得的结构将在与纤维定向对齐的尺寸上具有低CTE，并且在其余尺寸上具有高CTE。因此，可以以策略性方式对IML工具320进行增材制造，使得将增强纤维适当地对齐，以获得期望的各向异性的热膨胀性能。
例如，IML工具320可以使用熔融沉积成型(FDM)被增材制造以将各向异性材料的股或层以最终形成IML工具部件320的布置通过喷嘴挤出。此外，由于各向异性材料的股通过喷嘴挤出，各向异性材料中的纤维变成沿该股被挤出的方向对齐。因此，当对IML工具320进行增材制造时，各向异性材料的股可以沿纵长方向挤出，因此在长度尺寸上实现低CTE并且在其他尺寸上实现高CTE(例如，如由表示IML工具320的CTE性能的坐标轴350所示)。以这种方式，IML工具320对于其长度尺寸而言获得了期望的低CTE，而对于其宽度尺寸而言获得了期望的高CTE。
因此，在一些实施方式中，OML工具310仍使用低CTE的各向同性材料比如不胀钢来设计，因为用于模具300的适合的CTE性能可以在各向同性的OML工具310与各向异性的IML工具320配合使用时实现。然而，在其他实施方式中，OML工具310可以使用与IML工具320类似的增材制造过程来设计，除了纤维增强热塑性材料的股以至少在长度尺寸和宽度尺寸上获得低CTE的布置被挤出之外。
最后，用于任何其他类型的复合部件的模具可以以类似于描述模具300的方式制造，例如，通过以获得期望的热膨胀性能的方式处理适合的复合材料(例如，纤维增强热塑性塑料和/或任意其他适合的复合材料)。作为一个示例，所描述的方法可以用来生产用于飞行器蒙皮桁条的模具，飞行器蒙皮桁条是用于紧固飞行器蒙皮的部件。所描述的方法还可以用来生产用于工字梁的模具，例如，调整成在长度尺寸上具有低CTE并且在高度尺寸上具有高CTE(例如，使长度尺寸上的热增长最小化，同时，利用高度尺寸上的热增长而有助于从模具取出所得的工字梁)。
图4图示了用于对工具部件进行增材制造的流程图。例如，在一些实施方式中，流程图可以用来对用于制造复合结构的工具部件进行增材制造，比如对用于在升高的温度处制造飞行器部件的组装固定件或模具(例如，图2的组装固定件200和/或图3的模具300)进行增材制造。
流程图可以在形成包括热塑性树脂和多个增强纤维的复合材料的方框402处开始。复合材料例如可以通过用使热塑性树脂浸渍有大量纤维来形成。在一些实施方式中，复合材料可以形成为具有嵌置的纤维的热塑性树脂的小球。此外，在最初形成复合材料时，纤维在热塑性树脂内的排列是随机的。
然而，在其他实施方式中，复合材料可以根据期望的结构和/或热性能而使用基础材料的任意其他组合来形成。例如，复合材料可以使用橡胶、金属(例如，铝)、混凝土、胶合板、碳、玻璃、石墨和/或陶瓷以及其他示例形成。
流程图然后可以前进至方框404以对复合材料进行加热，从而将复合材料转变成粘性形式。例如，由于复合材料包含热塑性树脂，对复合材料进行加热能够将其转变成可以成形或模制的粘性形式。
流程图然后可以前进至方框406以挤出多股复合材料。例如，在复合材料已经被加热成粘性形式后，多股复合材料可以通过喷嘴被挤出。例如，在一些实施方式中，球状复合材料可以通过喷嘴被挤出成股。此外，在一些实施方式中，熔融沉积成型可以用于通过喷嘴挤出多股复合材料。以这种方式，虽然纤维在复合材料内的初排列布置是随机的，但挤出复合材料的特定的股使得该股内的增强纤维沿该股被挤出或定向的方向对齐。
然而，在其他实施方式中，复合材料可以使用任意其他适合的制造技术来处理，比如熔化、浇注和/或辊轧成形以及其他示例。
流程图然后可以前进至方框408以将多股复合材料排列成使得形成具有各向异性的热膨胀性能的工具部件。
当挤出多股复合材料时，例如，该股可以以最终形成特定结构或特定部件的方式排列。例如，期望的结构或部件可以通过将多股复合材料以适合的布置挤出而被增材制造(例如，使用熔融沉积成型)。
此外，所得的结构的热膨胀性能可以基于用来形成该结构的股的取向而调整。例如，热塑性塑料通常具有高CTE，而增强纤维通常具体低CTE。然而，如上所述，挤出复合材料的股使得增强纤维在热塑性塑料的内部沿股被挤出或定向的方向对齐。因此，纤维的低CTE防止热塑性塑料在纤维对齐的方向上以其正常的速率发生热膨胀。以这种方式，被挤出的股在纤维对齐的方向上具有较低的CTE，因为纤维用于将热塑性在该方向上保持一致。
因此，所得的结构的热膨胀性能可以通过将股以适合的取向排列来调整。例如，在一些实施方式中，用于形成所得的结构的股可以被定向成在某些尺寸上实现低CTE和/或在其他尺寸上实现高CTE的方式。例如，在一些实施方式中，股可以全部沿相同的方向被定向以对于结构的特定尺寸而言获得低CTE，和/或对于结构的其余尺寸而言获得高CTE。替代性地，股可以沿各种方向被定向以对于结构的多个尺寸而言获得低CTE，和/或对于结构的其余尺寸而言获得高CTE。例如，在一些实施方式中，股的取向可以在所得结构的层内和/或层间交替。
以这种方式，任何类型的工具部件可以被增材制造成具有最佳的热膨胀性能。例如，在一些实施方式中，所描述的方法可以用来对用于生产复合飞行器部件的组装固定件和模具进行增材制造。对工具部件进行增材制造的能力显著减少了建造工具部件所需的时间和费用，而将工具部件调整成具有各向异性的热膨胀性能的能力允许该热膨胀性能针对在升高的温度处制造以及/或者结合复合结构而被优化。例如，在一些实施方式中，工具可以设计成在不同的尺寸上具有不同的CTE，以使某些方向上的热膨胀最小化、在某些方向上施加压力(例如，以促进压缩结合)、以及/或者利用热收缩将所得的复合部件从工具取出。
在这一点上，流程图可能是完整的。然而，在一些实施方式中，流程图可以重新开始和/或某些方框可以被重复。
图中的流程图和示图图示了本发明的各种实施方式的可能的实现形式的架构、功能和操作。还应当指出的是，在一些替代的实现形式中，与特定方框相关联的功能可以不按图中指定的顺序出现。例如，连续示出的两个方框根据所涉及的功能实际上可以基本上同时执行，或者这些方框有时可以以相反的顺序或替代的顺序执行。
尽管已经详细图示及描述了若干个实施方式，但是在不背离本发明的精神和范围的情况下可以有许多其他的变化、替换、变型、变更和/或改型，如所附权利要求限定的那样。本文中描述的特定实施方式仅是说明性的，并且可以以不同但等效的方式修改及实践，这对于受益于本文教导的本领域普通技术人员来说是明显的。本领域的普通技术人员将理解的是，本公开可以易于用作设计或修改其他实施方式的基础以用于实施相同的目的和/或实现与本文中介绍的实施方式的优点相同的优点。例如，某些实施方式可以使用比本文中所描述的部件更多、更少的部件来实施、以及/或者使用其他部件来实施。此外，在某些实施方式中，一些部件可以单独实现、合并成一个或多个一体的部件、以及/或者被省略。类似地，与某些实施方式相关联的方法可以使用比本文中描述的步骤更多、更少的步骤来实现，以及/或者使用其他步骤来实现，并且该方法的步骤可以以任何适合的顺序执行。
对于本领域的普通技术人员而言，可以确定许多其他变化、替换、变型、变更和改型，并且本公开旨在包括所有落入所附权利要求的范围内的这种变化、替换、变型、变更和改型。
为了协助美国专利商标局(USPTO)和在本申请中发布的任何专利的任何读者，在解释所附权利要求时，应注意的是：(a)申请人不意在所述权利要求中的任何一项权利要求援引35U.S.C.§112的(f)段，因为它在本文件提交之日存在，除非在特定权利要求中明确使用“用于......的方法”或“用于......的步骤”的词语；(b)申请人不意在通过该详述中的任何陈述以未在所附权利要求中明确反映的任何方式限制本公开。

Claims (12)

1.一种方法，包括：
将复合材料加热成粘性形式，其中，所述复合材料包括热塑性塑料和多个增强纤维，其中，所述多个增强纤维在所述热塑性塑料内随机地排列；
挤出多股所述复合材料，其中，挤出所述多股使得每股内的所述多个增强纤维对齐；以及
将所述多股复合材料排列成形成模具工具，其中，所述模具工具构造成在加热的温度处对复合结构进行模制，并且其中，所述模具工具包括各向异性的热膨胀性能，其中，所述各向异性的热膨胀性能基于所述多个增强纤维在所述模具工具内的取向；
其中，所述模具工具包括用于使所述复合结构的内模线成形的内模线工具和用于使与所述复合结构的所述内模线相对的所述复合结构的外模线成形的外模线工具；
其中，所述内模线工具包括就所述内模线工具的长度尺寸而言的第一热膨胀系数和就所述内模线工具的宽度尺寸而言的第二热膨胀系数，并且所述第一热膨胀系数小于所述第二热膨胀系数；
其中，就所述外模线工具的宽度尺寸而言的热膨胀系数小于就所述内模线工具的宽度尺寸而言的所述第二热膨胀系数。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述复合结构包括用于飞行器的翼梁。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，将所述多股复合材料排列成形成所述模具工具包括对所述模具工具进行增材制造。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，挤出所述多股复合材料包括使用熔融沉积成型来挤出所述多股。
5.一种设备，包括：
模具，所述模具构造成在加热的温度处制造复合结构，其中，所述模具包括：
第一模具工具，所述第一模具工具构造成模制所述复合结构的第一部分，其中，所述第一模具工具包括：
多股纤维增强热塑性材料，其中，所述纤维增强热塑性材料包括嵌置有多个增强纤维的热塑性塑料，其中，所述多个增强纤维在所述多股中的每股内对齐；以及
各向异性的热膨胀性能，其中，所述各向异性的热膨胀性能基于所述多个增强纤维在所述第一模具工具内的取向；以及
第二模具工具，所述第二模具工具构造成模制所述复合结构的第二部分；
其中，所述第一模具工具包括用于使所述复合结构的内模线成形的内模线工具，并且所述第二模具包括用于使与所述复合结构的所述内模线相对的所述复合结构的外模线成形的外模线工具；
其中，所述内模线工具包括就所述内模线工具的长度尺寸而言的第一热膨胀系数和就所述内模线工具的宽度尺寸而言的第二热膨胀系数，并且所述第一热膨胀系数小于所述第二热膨胀系数；
其中，就所述外模线工具的宽度尺寸而言的热膨胀系数小于就所述内模线工具的宽度尺寸而言的所述第二热膨胀系数。
6.根据权利要求5所述的设备，其中，所述复合结构包括用于飞行器的翼梁。
7.根据权利要求6所述的设备，其中，所述内模线工具的所述第二热膨胀系数配置成使所述内模线工具的宽度尺寸比所述外模线工具的宽度尺寸以更快的速率发生热膨胀，其中，所述内模线工具和所述外模线工具以不同的速率发生热膨胀配置成在所述翼梁上施加压缩力。
8.根据权利要求6所述的设备，其中，所述内模线工具构造成在降低的温度处发生热收缩，其中，所述内模线工具的热收缩构造成将所述内模线工具从所述翼梁释放。
9.根据权利要求5所述的设备，其中，所述多个增强纤维包括碳纤维、石墨纤维、或玻璃纤维。
10.一种方法，包括：
使材料在模具工具中成形，其中，所述模具工具构造成用于在加热的温度处制造复合结构，并且其中，所述模具工具包括：
第一模具工具，所述第一模具工具构造成模制所述复合结构的第一部分，其中，所述第一模具工具包括：
多股纤维增强热塑性材料，其中，所述纤维增强热塑性材料包括嵌置有多个增强纤维的热塑性塑料，其中，所述多个增强纤维在所述多股中的每股内对齐，以及
各向异性的热膨胀性能，其中，所述各向异性的热膨胀性能基于所述多个增强纤维在所述模具工具内的取向；以及
第二模具工具，所述第二模具工具构造成模制所述复合结构的第二部分；以及
将所述模具工具在高压釜中进行加热，以使所述复合结构固化，
其中，所述第一模具工具包括用于使所述复合结构的内模线成形的内模线工具，并且所述第二模具包括用于使与所述复合结构的所述内模线相对的所述复合结构的外模线成形的外模线工具，
其中，所述内模线工具包括就所述内模线工具的长度尺寸而言的第一热膨胀系数和就所述内模线工具的宽度尺寸而言的第二热膨胀系数，并且所述第一热膨胀系数小于所述第二热膨胀系数，
其中，就所述外模线工具的宽度尺寸而言的热膨胀系数小于就所述内模线工具的宽度尺寸而言的所述第二热膨胀系数。
11.根据权利要求10所述的方法，还包括对所述模具工具进行增材制造。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，对所述模具工具进行增材制造包括使用熔融沉积成型来形成所述模具工具。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11123900B2 (en) * 2017-09-20 2021-09-21 Bell Helicopter Textron Inc. Mold tool with anisotropic thermal properties
US11655346B2 (en) * 2019-08-02 2023-05-23 Airtech International, Inc. Adjustable CTE polymer compositions for extrusion and additive manufacturing processes
CN114407350B (zh) * 2022-01-11 2023-07-21 西北工业大学 连续纤维增强复合材料3d打印填充路径规划方法和装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4445665C2 (de) * 1994-12-21 1997-08-14 Poly Id Ag Spritzgießwerkzeug zur Herstellung von Kunststoffteilen
EP1243401A1 (en) * 2001-03-21 2002-09-25 Sikorsky Aircraft Corporation Method and apparatus for controlling thickness during lay-up and fabrication of composite components
CN1433443A (zh) * 1999-12-07 2003-07-30 威廉马歇莱思大学 嵌入聚合物基质中的取向纳米纤维
EP2562206A1 (de) * 2011-08-23 2013-02-27 SGL Carbon SE Verfahren zur Herstellung eines Formteils aus carbonfaserverstärktem Kunststoff unter Verwendung von wiederverwertetem carbonfaserverstärktem Kunststoff
CN104768726A (zh) * 2012-10-31 2015-07-08 波音公司 使用膨胀内部工具制造整体结构的系统和方法
CN105437544A (zh) * 2014-09-18 2016-03-30 波音公司 纤维强化聚合物的挤出沉积

Family Cites Families (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4238538A (en) * 1978-12-21 1980-12-09 E. I. Du Pont De Nemours And Company Method of and apparatus for ram-extrusion of aromatic polyimide and polyamide resins, and shaped articles formed using such method and apparatus
US5834337A (en) * 1996-03-21 1998-11-10 Bryte Technologies, Inc. Integrated circuit heat transfer element and method
US6384101B1 (en) * 1999-03-12 2002-05-07 Lg Chemical Ltd. Superior stain resistant decorative floor covering and its method of manufacture
US20020165634A1 (en) * 2000-03-16 2002-11-07 Skszek Timothy W. Fabrication of laminate tooling using closed-loop direct metal deposition
AU2001252627B2 (en) * 2000-04-28 2004-10-21 Toyo Boseki Kabushiki Kaisha Polybenzasol fiber and use of the same
US20030000640A1 (en) * 2001-06-01 2003-01-02 Graftech Inc. Assembling bipolar plates
AU2003226224A1 (en) * 2002-04-17 2003-11-03 Stratasys, Inc. Layered deposition bridge tooling
EP1497093B1 (en) * 2002-04-17 2011-12-21 Stratasys, Inc. Rapid prototype injection molding
WO2004096512A2 (en) * 2003-04-29 2004-11-11 Sampson James K Autoclave molding system for carbon composite materials
US20040240804A1 (en) * 2003-06-02 2004-12-02 Amaresh Mahapatra Liquid crystal polymer clad optical fiber and its use in hermetic packaging
US7570853B2 (en) * 2004-05-27 2009-08-04 Linden Photonics, Inc. Environmentally robust liquid crystal polymer coated optical fiber cable and its use in hermetic packaging
US7510390B2 (en) * 2005-07-13 2009-03-31 Hexcel Corporation Machinable composite mold
US7972129B2 (en) * 2005-09-16 2011-07-05 O'donoghue Joseph Compound tooling system for molding applications
US7625510B2 (en) * 2005-11-29 2009-12-01 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for production-worthy, low cost composite tool fabrication
JP4455488B2 (ja) * 2005-12-19 2010-04-21 三菱電機株式会社 半導体装置
DE102006058198C5 (de) * 2006-12-07 2018-01-18 Fibretemp Gmbh & Co. Kg Elektrisch beheizbares Formwerkzeug in Kunststoffbauweise
US8143181B2 (en) * 2008-05-06 2012-03-27 Northwestern University Nonlinear optic glassy fiber, methods of making and applications of the same
US20110155309A1 (en) * 2008-09-08 2011-06-30 Basf Se Method for manufacturing flat molded members or films
US20100102476A1 (en) * 2008-10-29 2010-04-29 Higgins Michael H Method for manufacturing raised relief maps
US20110042858A1 (en) * 2009-08-19 2011-02-24 Vinch Jr Samuel D Method of making molds with production ready surfaces
US8118406B2 (en) * 2009-10-05 2012-02-21 Eastman Kodak Company Fluid ejection assembly having a mounting substrate
US8167609B2 (en) * 2009-12-08 2012-05-01 Husky Injection Molding Systems Ltd. Mold-tool system having a melt-splitting device including uninterrupted melt channels extending from a melt inlet to a plurality of melt outlets
CN101794332B (zh) * 2010-02-04 2012-12-12 南京航空航天大学 各向异性复材制件热压罐成形复材工装模板设计方法
DE102011079027A1 (de) * 2011-07-12 2013-01-17 Sgl Carbon Se Bauform mit Kupfervlies
US9341650B2 (en) * 2012-01-18 2016-05-17 Nhk Spring Co., Ltd. Space transformer having a ceramic substrate with a wiring pattern for use in a probe card
JP5698694B2 (ja) * 2012-03-19 2015-04-08 住友ゴム工業株式会社 タイヤ形成用の剛性中子
GB2502561B (en) * 2012-05-30 2016-03-23 Gurit Uk Ltd Press moulding method
BR112014032402A2 (pt) * 2012-06-28 2017-06-27 Henkel Ag & Co Kgaa método de produção de um inserto composto
US9718248B2 (en) * 2012-10-12 2017-08-01 The Boeing Company Thermoplastic composite structures embedded with at least one load fitting and methods of manufacturing same
US9174393B2 (en) * 2012-10-12 2015-11-03 The Boeing Company Thermoplastic composite tubular structures and methods of fabricating the same
CA2891264C (en) * 2012-11-09 2021-01-05 Cubic Tech Corporation Systems and method for producing three-dimensional articles from flexible composite materials
US9731456B2 (en) * 2013-03-14 2017-08-15 Sabic Global Technologies B.V. Method of manufacturing a functionally graded article
US9126365B1 (en) * 2013-03-22 2015-09-08 Markforged, Inc. Methods for composite filament fabrication in three dimensional printing
EP2996853A1 (en) * 2013-05-14 2016-03-23 UPM-Kymmene Corporation A composite structure with surface roughness
CN105917039B (zh) * 2014-01-17 2018-11-13 帝斯曼知识产权资产管理有限公司 聚酰胺纤维
ES2864539T3 (es) * 2014-07-25 2021-10-14 Suzhou Red Maple Wind Blade Mould Co Ltd Molde para moldear una pala de turbina eólica y conjunto de molde
CN104677928B (zh) * 2015-02-27 2017-03-08 山东大学 一种连续纤维增强树脂基复合材料各向异性热膨胀系数的测试方法
US20160347000A1 (en) 2015-06-01 2016-12-01 Jkm Technologies, Llc Pellet-Based Fused Deposition Modeling 3-D Print Process for Production Manufacturing
US9862140B2 (en) 2015-07-17 2018-01-09 Lawrence Livermore National Security, Llc Additive manufacturing of short and mixed fibre-reinforced polymer
US10173349B2 (en) * 2016-01-21 2019-01-08 The Boeing Company Bladder that changes stiffness based on temperature effects for manufacture of composite components
US11123900B2 (en) * 2017-09-20 2021-09-21 Bell Helicopter Textron Inc. Mold tool with anisotropic thermal properties

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4445665C2 (de) * 1994-12-21 1997-08-14 Poly Id Ag Spritzgießwerkzeug zur Herstellung von Kunststoffteilen
CN1433443A (zh) * 1999-12-07 2003-07-30 威廉马歇莱思大学 嵌入聚合物基质中的取向纳米纤维
EP1243401A1 (en) * 2001-03-21 2002-09-25 Sikorsky Aircraft Corporation Method and apparatus for controlling thickness during lay-up and fabrication of composite components
EP2562206A1 (de) * 2011-08-23 2013-02-27 SGL Carbon SE Verfahren zur Herstellung eines Formteils aus carbonfaserverstärktem Kunststoff unter Verwendung von wiederverwertetem carbonfaserverstärktem Kunststoff
CN104768726A (zh) * 2012-10-31 2015-07-08 波音公司 使用膨胀内部工具制造整体结构的系统和方法
CN105437544A (zh) * 2014-09-18 2016-03-30 波音公司 纤维强化聚合物的挤出沉积

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