用于制造构件的方法与流程

1.本发明涉及一种用于由热塑性纤维复合材料来制造用于飞行器的构件的方法。此外，本发明还涉及一种能够通过这种方法获得的构件和一种包括至少一个此类构件的飞行器。
2.所述构件尤其为用于飞行器机身的构件，例如隔框和桁条。


背景技术：

3.在设计飞行器时，一个重要方面是由于与之相关地节省燃料而节省重量。将金属性构件更换为由聚合物纤维复合材料制成的构件为重量减轻提供了巨大潜能。
4.为此可使用的纤维复合材料最初大体上为具有热固性聚合物作为基质材料且具有嵌入其中的碳纤维的纤维复合材料。通过定向afp(“automated fiber placement”，自动纤维放置)方法将热固性纤维复合材料的前体加工成层压物。可以加热层压物以用于铺设过程。可以用铺设机器人将前体材料的条带直接铺设在工具上从而获得希望的构件形状。接着使该构件在约180℃下固化从而使基质材料硬化。
5.随着现代的热塑性聚合物(例如高性能塑料，其具有高的熔化温度和上至高温都使其保持不变的非常好的机械特性)的发展，热塑性纤维复合材料越来越成为研究和开发的焦点。此类高性能塑料的示例为聚芳醚酮(例如聚(醚醚酮)(peek))、聚砜、多硫化合物和聚酰亚胺。
6.然而，由热塑性纤维复合材料来制造构件是一个复杂的过程，所述纤维复合材料包括作为基质的此类高性能塑料和作为增强纤维的碳纤维。
7.在具有热塑性基质材料的纤维复合材料的情况下，需要与热固性纤维复合材料的情况不同的方法，这是因为加工温度更高并且复合材料的固化大体上通过冷却而不通过硬化进行。
8.此外，所述碳纤维各向异性地被包含在纤维复合材料中。在沿构件的机械上主荷载方向正确定向时，所述碳纤维在节省重量的同时确保构件的所追求的机械强度。然而，在具有高熔化温度的热塑性聚合物的情况下，碳纤维在聚合物中的可移动性小于在热固性基质材料的较少交联的前体中的可移动性。因此，可能难以实现确定的纤维取向。


技术实现要素：

9.本发明的目的在于，给出一种用于由热塑性纤维复合材料来制造用于飞行器的构件的经改进的方法。
10.该目的通过独立权利要求的主题来实现。有利的改进方案是从属权利要求的主题。
11.本发明创造一种用于由热塑性纤维复合材料来制造用于飞行器的构件的方法，该方法包括以下步骤：
12.a)由如下热塑性纤维复合材料来制造面型物体，所述热塑性纤维复合材料包括热
塑性聚合物材料和嵌入其中的增强纤维；
13.b)使所述面型物体成型为半成品，以及
14.c)使所述半成品固结从而获得所述构件。
15.优选的是，所述热塑性聚合物材料选自以下项中的一项或多项：聚酰胺，尤其芳族聚酰胺，例如聚间苯二甲酰间苯二胺；聚酯，尤其芳族聚酯；聚亚芳基，尤其聚苯硫醚、聚醚砜和聚芳醚酮；杂环聚合物，例如聚酰亚胺、聚苯并咪唑和聚醚酰亚胺；以及由此制成的混合物。
16.优选的是，所述增强纤维由碳纤维形成或者包括碳纤维。
17.优选的是，所述聚芳醚酮选自以下项中的一项或多项：聚(醚醚酮)、聚(醚酮酮)、聚(醚醚醚酮)、聚(醚醚酮酮)以及聚(醚酮-醚酮酮)。
18.优选的是，步骤a)包括：由如下初始材料来制造所述面型物体，所述初始材料选自由热塑性纤维复合材料制成的幅条、带子、绳(tows)、铺条、条带和/或带。
19.优选的是，步骤a)包括：由如下初始材料来制造所述面型物体，所述初始材料被加热到所述热塑性聚合物材料的可塑性能够实现形成所述面型物体的温度。
20.优选的是，步骤a)包括：尤其在使用铺设机器人的情况下，通过将初始材料铺设在铺设设备的表面上来制造所述面型物体。
21.优选的是，步骤a)包括：通过铺设初始材料来制造所述面型物体从而形成层压物。
22.优选的是，步骤a)包括：通过根据以上所确定的三维铺设模式铺设初始材料来制造所述面型物体，所述三维铺设模式预先确定所述增强纤维的取向和/或所述面型物体的与位置相关的厚度。
23.优选的是，步骤a)包括：通过铺设初始材料来制造所述面型物体，其方式为使得所述增强纤维在已制成的构件中相对于所述构件的一个或多个主轴线、主边缘、纵向轴线、纵向边缘完全地或部分地形成0
°‑
增强纤维。
24.优选的是，步骤a)包括：以静态方法来制造所述面型物体。
25.优选的是，步骤a)包括：通过“自动纤维放置”和/或“自动铺带”来制造所述面型物体。
26.优选的是，步骤b)包括：以连续的成型方法、尤其是连续的高速成型方法来使所述面型物体成型。
27.优选的是，步骤b)包括：在如下压力条件和/或温度条件下使所述面型物体成型，其中所述热塑性聚合物材料或所述热塑性纤维复合材料具有适用于所述成型的可塑性。所述温度条件尤其取决于玻璃转变温度和熔化温度、以及所述热塑性聚合物在不同温度范围内的物理特性。
28.优选的是，步骤b)包括：以连续的成型方法使所述面型物体成型。
29.优选的是，步骤b)包括：以滚压成型方法使所述面型物体成型。
30.优选的是，步骤b)包括：以连续的挤压成型方法、例如简化的“连续的压缩成型”方法使所述面型物体成型。
31.优选的是，步骤b)包括：以3d预成型方法使所述面型物体成型。
32.优选的是，步骤b)包括：使所述面型物体成型从而改变其截面和/或其曲率。
33.优选的是，步骤b)包括：使所述面型物体成型从而使所述增强纤维滑动至所希望
的纤维取向位置、尤其从而设定所述增强纤维所需的局部取向。
34.优选的是，步骤b)包括：使所述面型物体成型，其方式为使得所述增强纤维在已制成的构件中相对于所述构件的一个或多个主轴线、主边缘、纵向轴线和/或纵向边缘完全地或部分地形成0
°‑
增强纤维。由此，例如可以以所述增强纤维的0
°
取向来制造强化部件(例如桁条或隔框)的凸缘和接片以及支脚。
35.优选的是，步骤b)包括：使所述面型物体成型从而使所述热塑性纤维复合材料部分地固结和/或固化、尤其从而保持所述热塑性纤维复合材料的针对步骤c)所需的最低限度的可成型性。
36.优选的是，步骤b)包括：以静态方法、尤其通过将半制成品挤压到单侧或两侧的成型工具中来使所述面型物体成型。
37.优选的是，步骤c)包括：以静态方法来使所述半成品固结。
38.优选的是，步骤c)包括：通过施加压力、尤其在同时加热所述半成品的情况下使所述半成品固结。
39.优选的是，步骤c)包括：在可加热的压力机中通过挤压以静态挤压方法、尤其在同时加热所述半成品的情况下使所述半成品固结。
40.优选的是，步骤c)包括：使所述半成品固结从而保持所述半成品的在步骤b)中所获得的形状或者从而使所述半成品进一步成型。
41.优选的是，步骤c)包括：在具有单侧或双侧的刚性挤压工具的挤压设备中以挤压方法来使所述半成品固结。
42.优选的是，步骤c)包括：借助具有被置入所述挤压工具中的工具插入件的、单侧或双侧的刚性挤压工具以挤压方法来使所述半成品固结，以便额外地改变所述半成品的轮廓。
43.优选的是，步骤c)包括：以如下方法使所述半成品固结，所述方法为挤压和压印、挤压和成型、或成型和压印的组合。
44.所述方法能够实现制造用于具有特殊形状的整体框架的构件(诸如隔框和桁条)，所述构件例如对于具有形状配合元件(啮合扣)的外蒙皮上的框架支脚而言是必需的。
45.优选的是，步骤c)包括：在处于300℃至400℃的范围内的温度下、尤其在施加压力的情况下使所述半成品固结。
46.优选的是，对在步骤b)中制造的半成品进行裁切，尤其以便在纵向方向上使所述半成品缩短和/或改变所述半成品的轮廓，然后将所述半成品供应给步骤c)。
47.优选的是，连续地在生产线中执行步骤a)至步骤c)。
48.优选的是，在步骤c)中在不进行暂时冷却的情况下对在步骤b)中所获得的、经加热的半成品进行再加工。
49.优选的是，所述构件为用于飞行器的机身的构件，并且尤其包括机身强化部件、框架部件、框架式部件、隔框和桁条。
50.本发明还创造一种用于执行更上文所描述的方法的设备，所述设备包括以下部件：
51.i)用于由热塑性纤维复合材料来制造面型物体的设备，所述纤维复合材料包括热塑性聚合物材料和嵌入其中的增强纤维；
52.ii)用于使所述面型物体成型为半成品的设备；
53.iii)用于在压力下使所述半成品固结的设备。
54.优选的是，i)至iii)所述的设备中的一个或多个设备是可加热的。
55.优选的是，根据i)、ii)和iii)所述的设备为连续的生产线的一部分。
56.本发明还创造一种用于飞行器的构件，所述构件是能够根据更上文所描述的方法之一或者借助更上文所描述的设备获得的。
57.最后，本发明创造一种飞行器，所述飞行器包括至少一个如更上文所描述的构件。
附图说明
58.下面将借助附图详细阐述一个实施例。在附图中：
59.图1示出飞行器和飞行器机身的机身区段的局部放大图；
60.图2示出用于以“自动纤维放置”方法来自动铺设热塑性纤维复合材料的设备的照片(步骤a))；
61.图3示出用于使由热塑性纤维复合材料制成的面型物体成型为半成品的设备的照片(步骤b))；以及
62.图4示出用于使半成品固化或固结的固结设备的照片(步骤c))。
具体实施方式
63.图1示出飞行器10和飞行器10的后部机身部件12的局部放大图。机身部件12包括外蒙皮14、沿纵向方向延伸的桁条16和沿周向方向延伸的隔框18。桁条16和隔框18构成用于强化外蒙皮14的强化构件。所述机身的这些部件和飞行器的其他机身构件、然而还有一般来说所有其他构件(例如夹具或框架)都可以根据本发明的方法来制造。
64.为了执行根据本发明的方法，首先由热塑性聚合物材料(如聚芳醚酮，例如聚醚醚酮)和碳纤维来制造具有在其中单向布置的碳纤维的聚醚醚酮制成的条带20。
65.将由热塑性复合材料制成的条带20卷绕到铺设设备22的卷轴上。图2示出此类铺设设备22的照片，所述铺设设备适用于执行根据本发明的方法的第一步骤a)。所示出的设备为airborne公司的设备并且被用来执行所谓的取放(pick&place)方法。
66.借助于自动铺设头26根据预先确定的铺设模式将条带20铺设在铺设设备22的表面24上。在此，例如在高到使得聚醚醚酮软化的温度下进行铺设，并且使得铺设设备22的表面上的条带20与足够紧密的、但未固化的面型物体28相连。
67.面型物体28在铺设由热塑性纤维复合材料制成的条带20时优选已经获得对应于构件16、18(在此例如为隔框18)的轮廓形状的轮廓。以这种方式可以避免切断所铺设的面型物体28并且因此避免材料损耗。此外，由热塑性纤维复合材料制成的条带20在很大程度上被铺设成使其在已制成的隔框18中沿所述隔框的主轴线的方向延伸，最强的外部机械荷载也在所述方向上起作用。
68.随后，将面型物体28放置到成型设备30中。图3示出在此仅示例性描绘的、用于使面型物体28连续地成型的成型设备30的照片(设备和照片在此来源于公司)。面型物体28以与所示出的设备无关的方式例如通过滚压成型被成型为隔框18。为此，面型物体28在成型设备(例如用于滚压成型的设备)中或者例如之前已经在生产线中在加热设备(未
示出)中被加热到高到使得所述热塑性纤维复合材料变得能够塑性变形并且可以在滚筒的作用下变形的温度。
69.当面型物体28(在此示例性地为由聚醚醚酮和碳纤维形成的热塑性复合材料)被放置到用于滚压成型的成型设备中时，所述滚筒确保以常见的方式使面型物体28逐步成型为隔框18。除外部可见的成型之外，面型物体28的由于加热而实现的可塑性还确保了所述碳纤维在由聚醚醚酮形成的经软化的基质中沿希望的纤维取向在内部滑动。
70.此外，由热塑性纤维复合材料制成的条带20形成的层压物在所述滚筒的压力下并且在所述层压物的提高的温度下部分地、然而不完全地固结或固化。
71.最后，从成型设备30中产生半成品，所述半成品例如已经被设计成接近最终轮廓，即大体上已经具有作为最终产品所追求的构件的形状。然而，所述半成品还可以具有在随后的步骤c)中进一步成型所需要的形状。
72.因此，术语“半成品”可以被理解为接近最终轮廓的构件(所述构件在步骤b)结束时获得并且在随后的步骤c)中还仅必须被固结或固化)和构件的初级阶段或构件中间产品，所述构件中间产品在执行步骤b)之后离开成型设备30，以便随后在步骤c)中不仅被固结或固化，而且再次被成型。
73.随后，如此所获得的半成品(所述半成品在此例如大体上具有仍直线状地存在的隔框18的形状)被放置到用以固结和在此例如还用于进一步成型的挤压设备34中。在此例如将所述半成品加热至处于300℃至400℃范围中的温度。呈阴模和阳模的形式的挤压工具具有与所述飞行器机身在周向方向上的曲率相对应的曲率。由所述挤压工具所施加的压力用于使直线的隔框18成型为具有如下曲率半径的弯曲的隔框18，所述曲率半径精确地对应于机身部件12的外蒙皮14的内侧的曲率半径。所施加的压力还确保使所述热塑性纤维复合材料完全固化或固结。图4仅示例性地示出商业上常见的挤压设备34，在所述挤压设备中可以执行根据本发明的方法的固结步骤c)。
74.本发明涉及制造用于飞行器的框架构件(例如由cfk复合材料制成的隔框或隔框状的构件)的领域，其中所述构件或所述复合材料基于热塑性基质材料。
75.制造此类用于航空工业的复合材料构件是一个复杂的过程。由纤维增强塑料制成的构件在所述纤维增强塑料的各向异性的特性方面具有经优化的结构特征。所述构件在很大程度上在300℃至400℃的温度下固结或固化(热塑性的高性能塑料或tp)。
76.在现有技术中存在用于热固性聚合物(所谓的“热固塑料”或ts)的方法，其中以定向的afp(自动纤维放置)方法来形成叠层。在制造ts材料时可以对所述叠层加热，以使所述形成变得容易。此外，可以直接安置在所述工具上。ts构件在约180℃下固化。在这种温度下，所述基质材料硬化。
77.tp材料需要其他的方法，这是因为温度较高并且代替硬化使用固化和冷却。
78.针对面型叠层和已准备好的条带或铺条，可以制造相当类似的如用于ts的半制成品。由于所述基质阻止了所述纤维的运动，因此在没有温度的情况下制造tp叠层的可能性非常有限。
79.当前不存在可以运用到实践中的成本有效的方法，所述方法在使用热塑性聚合物的情况下适用于制造机身部件(例如隔框)，并且所述方法能够实现由热塑性的高性能塑料形成的基质的所需用途以及所述纤维的所追求的取向。
80.本发明的目的是创造一种经改进的方法。根据本发明的方法是静态的面型铺层、连续的预成型方法和静态固结的组合。
81.方法步骤的这种组合允许受益于每个单独的方法顺序的优点，而在此不具有完整的制造工艺链的缺点。ccm(“continuous compression molding”，连续的压缩成型)方法由于为进行冷却所需的时间例如是非常缓慢的，弯曲是具有挑战性的且恒定的，形状无变化
……
82.此外，借助于现有技术的方法很难实现某些纤维取向。
83.本发明提出一种方法，所述方法具有如下方法步骤：
84.1.通过高速方法制造呈面型或扁平的层压物形式的产品，所述高速方法提供所希望的纤维取向。对此的示例为boikon公司的atl方法、airborne公司的atl方法、airborne公司的取放方法、用于ccm的web-industry方法(供料方法)。
85.2.第二步骤是以高速执行的连续的成型方法，例如具有滚压成型、简化的(“容易的”)ccm方法、或对干燥纤维的连续预成型原理的适配(例如3d预成型)的类型。使所述材料在压力和温度的作用下成型(在截面和曲率方面)。所述纤维为可以滑动至所需要的纤维取向位置。可以实现局部所需的取向。完整的铺层或完整的预成型件未完全固结或固化，其保持获得最小程度的可变形性。所述预成型件或所述铺层可以沿其轮廓和其纵向方向被切割，以便随后进行下一个方法步骤。这还允许0
°
纤维位于所述隔框和隔框状的构件的这两个凸缘或该接片中。
86.3.最后一个步骤是静态固结或固化，例如以挤压方法借助单侧或双侧的刚性工具。所述材料获得其最终的轮廓。可以使用工具插入件或不同的工具，同时将相同的预成型件或相同的铺层供应至机器。这能够实现以较低的重复成本来制造具有特殊形状的单件式隔框的预成型件，这些预成型件例如对于具有锁定件/啮合扣的机身蒙皮上的隔框的支脚而言是必需的。
87.附图标记清单：
88.10 飞行器
89.12 后部机身部件
90.14 外蒙皮
91.16 桁条
92.18 隔框
93.20 由热塑性复合材料制成的条带
94.22 铺设设备
95.24 铺设设备的表面
96.26 铺设头
97.28 面型物体
98.30 用于使面型物体成型的设备
99.32 用于使半成品固结的设备