专利名称：用于生产部件的方法以及纤维增强热塑性部件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于生产部件的方法，所述部件特别是用于将飞机的机身构架外 壳(fuselage cell skin)连接到环形肋(annular rib)的角形件，其中所述部件通过将平 坦坯料沿至少两条边缘线弯折数次形成，并且其中所述坯料由用数层纤维增强的热塑性塑 料形成。本发明还涉及一种用几个纤维层增强的热塑性塑料的部件，该部件 特别根据本发 明的方法通过弯折而形成。
背景技术：
采用仍然广泛使用的铝型材设计的飞机的机身构架通常通过一个接一个设置的 且通过圆周横向接缝连接的多个机身型材来生产，这些型材各自由至少两个壳段形成。为 了节省重量，机身型材越来越多地采用复合材料生产，尤其是采用碳纤维增强塑料(CFP)。 在这种设计中，CFP机身构架外壳内侧用环形肋增强，该环形肋也由CFP轮廓形成。与机身 型材的纵向延展平行，CFP纵向增强轮廓(“纵梁轮廓”)被设置成均勻地分布在超过周边 的机身构架外壳的内表面上。纵梁轮廓优选在生产CFP机身构架外壳的同时形成。环形肋 和机身构架外壳之间的连接由角形件形成(通常称作“夹件”)。这些角形件本质上具有用 于抵靠环形肋的一个腿和用于抵靠机身构架外壳的另一个腿。该角形件与环形肋和机身构 架外壳的连接可选择性地通过粘结、铆接、螺钉、焊接或这些工艺的结合而形成。为了防止与复合材料接触的区域的腐蚀问题以及为了进一步减轻重量，角形件也 可用纤维增强塑性材料代替薄铝板而生产。因为用碳纤维增强硬质塑性塑料生产需要量很 大(每架飞机超过100000片)的角形件耗费大量时间，因此用碳纤维增强热塑性塑料形成 的板形半成品(通常称作“有机板”(organoplate))被使用。当形成这种板形、纤维增强热塑性塑料时，部件的生产(成形和加固)需要单一成 型阶段，而不同于传统的金属板成型。这里，整块坯料首先被加热，然后当超过熔化温度后 被传输到成型工具，并通过位于压力机中的上部工具被成型并被加固成成品部件。只有成 型操作可采用单轴压力机实现，在成型操作中，上部工具朝向下部工具的线性闭合运动确 保塑化的热塑性材料被带入预期位置。部件设计主要受到这种情况的限制。该部件需要设 计规范，例如，多个连续的成型步骤(比如那些能够在薄铝板成型中没有问题地实现的成 型步骤)到目前为止在使用“有机”板的情况下是不能实施的，这是因为整个部件必须始终 完全熔化，也就是，在随后的成形工艺(冲压)期间被塑化及再次完全固化，也就是，所有工 件表面必须承受足够高的压力。还必须考虑这样的情况，当“有机”板形成时，所谓的“层间滑动”不可避免地发生， 也就是，由于边缘半径，在碳纤维增强热塑性板中一层覆盖另一层的纤维层被移置，该纤维 层相对于彼此里外不同。这在成型期间可能导致纤维增强的工艺和整体性受损。在通过“有机”板的弯折和成型生产复杂部件时，根据薄铝板成型充分已知的是， 该步骤不能应用于多次弯折。
发明内容
因此，本发明的目的在于将根据薄铝板成型已知的成型技术发展延伸至能够通过 弯折纤维增强热塑性塑料材料的平坦坯料(“有机”板)来生产复杂的三维、单件式部件。该目的通过具有权利要求1的特征的方法而实现。由于所述坯料被成型为预成型件，该预成型件随后在第二成型步骤中成形以生产 所述部件，层间滑动在第二成型步骤之前被完成，因为这已经在第一成型步骤中在各个纤 维层之间发生。这使得部件能够通过成型和弯折由纤维增强热塑性塑料生产成具有复杂几 何形状。根据本方法，在至少一条边缘线处形成的至少一个另外的平面由平坦坯料(第一 平面)产生以生产预成型件，且另外的平面通过从该平面重新弯折而产生，而不会损坏预 成型件中的纤维处理和/或纤维整体性，该平面的其他边缘线能够以0度到90度延伸，也 就是，不必相对于第一边缘线平行地延伸。与此相反，现有技术中边缘线必须位于一个平面 中或彼此平行地延伸。
为了实施该方法，平坦坯料由用几个纤维层(“有机”板)增强的热塑性塑料的 平板切割而成。所述纤维层可以用塑性纤维、玻璃纤维、阿米达(aramide) 纤维、科维拉 (kevlar) 纤维、玄武岩纤维、天然纤维或类似物形成，这些纤维以织物的形式一层位于另 一层上地被嵌入热塑性矩阵中。可替换地，所述纤维层可由纤维织物、纤维编织的纤维织物 或不连续的粗纱构成。在第一成型步骤中在理想地完全完成层间滑动之后，所述坯料然后被加热至高于 塑料的熔化温度范围并被成型或折曲成预成型件。这里，各个层在增强纤维的设置内滑动 到彼此上。本文中的术语“折曲”指初始仍然平坦的纤维增强的结构基本自由折叠地成型 成立体结构。预成型件被冷却后，其在进一步的方法步骤中被再次塑化，为了防止不确定地移 置回平坦状态，通常需要将预成型件的位置固定。例如，如果使用预成型件来生产角形件， 该预成型的腿的位置可采用夹具固定，例如，该夹具的外部形状接近传统的领带夹。当预成 型件已经达到所需的成型温度(该温度大致略高于使用的热塑性塑料的熔化温度)时，该 预成型件被传送到具有上部工具和下部工具的压力机。在该第二成型步骤中，最终成形由 于压力机的挤压而发生。这就是由于被理想地均勻施加到所有侧面上的压力而实现的所谓 的部件加固。如果需要的话，压力机内的上部和下部工具可被提供有额外的加热设备。如 果生产预成型件的循环时间和挤压过程的循环时间足够短，成型步骤能够被组合，使得坯 料的单独加热是充足的。对于根据本发明的方法起决定性作用的是，纤维层的层间滑动必 须已经大部分完成，且在第二成型步骤中通过在冲压工具中压力的施加，仅最终几何成形 和加固发生，所述压力应该被理想地分布在所有侧面上且作用相同的力。为了生产复杂部 件的几何形状，在本发明的方法中，通过在重新塑化后重新弯折一个平面不再由先前的弯 折平面来接连地形成，而是当预成型件在第一方法步骤中被生产时，设计中所需的所有部 件平面被几乎“隐藏地”使用。根据本发明的方法，纤维层的滑动总是基本垂直于相关的边 缘线发生，使得由于成型操作引起的纤维增强中没有强度减少损失(例如，扭曲、移置)。由于层间滑动，存在不可否认的积聚(stocking)，也就是，根据本发明制造的部件 的部件边缘倾斜地延伸。为了实现指定的部件轮廓，该积聚通常通过对部件边缘的机械再加工而被移去、分离或去除。为了生产根据本方法的部件，热塑性塑料优选被使用，例如，PPS、PEEC、PECC或者其任意组合，该热塑性塑料优选用数层碳纤维增强。本发明的目的此外可以通过根据权利要求9的部件而实现。因为该部件具有相对于彼此以大约0度到90度延伸的至少两条边缘线，且所述边 缘线位于至少两个不同的平面内，在增强纤维的同时力_流动-朝向过程的情况下，该部件 满足多个设计要求，并因此能够被大量使用，例如，将飞机的CFP环形肋连接到CFP外部机 身壳体。该部件还具有非常轻的重量并同时具有高的静态和动态加载能力，且还能够大量、 经济、紧部件公差地生产。本方法和部件的进一步有利的实施例阐释在另外的权利要求中。
在附图中图1显示用于生产预成型件的仍然具有“平滑边缘线”(预成型的边缘线)的平 坦、单件式坯料的示意图，图2显示第一成型步骤后具有固定位置区域的折弯的预成型件的透视图，图3显示完成第二成型步骤后预成型件的平面图，图4显示完成第二成型步骤后最终状态下的示例部件(角形件或连接角形件)的 透视图，图5显示压力机中的用于加固预成型件的最终成形的下部工具的透视图，以及图6显示用于生产具有复杂几何形状的另一部件的可替换的预成型件。在附图中，相同的结构元件各自具有相同的附图标记。从此时起说明书首先同时 参照图1至图4。
具体实施例方式图1显示坯料1的平面图，该坯料初始仍然是平坦的，并用作用于通过数次弯折操 作生产预成型件2和成品部件3的初期阶段。成品部件3在所示示例性实施例中为(连 接)角形件4或节点板，用于将环形肋内部地紧固至飞机的机身构架外壳。坯料1优选由 用几个纤维层(尤其是碳纤维层)增强的热塑性材料形成。特别地，PPS、PEEC、PECC或者 其任意组合被认为是合适的热塑性材料。单件式坯料1具有基本V形的切口 5，该切口 5的顶端能够到达近似圆形凹进6以 减少切口 5的应力。由虚线所示的边缘线7至10限定所谓的“平滑”曲面区域11、12，在这 些区域中坯料1的曲面基本上在第一成型步骤中的预成型件2的形成期间产生。“平滑”边 缘线7至10限制可实施成型的曲面区域11、12。因此，“平滑”边缘线形成“预先设定”、隐 藏的边缘线，这些边缘线还没有达到它们最终的形状，在第二成型步骤中的加固期间在这 些边缘线之间产生最终“明显的”边缘线。图1中的两个黑色箭头显示从图1中所示的情 况到图2中所示的状态的过渡期间V形切口 5的边缘13、14的移动方向。在第一成型步骤 期间单件式坯料1到预成型件2的转变或折弯发生在坯料1的塑化温度范围内，该塑化温 度范围通常位于所使用的热塑性塑料的熔化温度范围内。同样必要的是，将预成型件2加热到所使用的热塑性塑料的熔化温度范围内以便完成第二成型步骤。在图2所示的透视图中，预成型件2已经获得其针对第二成型步骤所需的几何形 状，也就是，根据本发明的方法的第一成型步骤已完成。起决定性重要作用的是，在该方法 阶段中各个平行的纤维层停止彼此间的滑动，理想状态下几乎完全停止彼此间的滑动。因 此，在随后的第二成型步骤期间不再发生折叠、扭曲或分层，且纤维层的整体性和移动方向 都没有被损坏，从而成品部件3获得非常高的静态和动态机械加载能力。可能在第二最终成型步骤中的重新加热的过程中需要的边缘13、14的机械位置 固定由虚线椭圆象征性地表示。这在重新加热期间防止预成型件不受控制地再次变形为坯 料1的平坦形状。在第二成型步骤中的加固期间发生的预成型件2的弯折基本上仅沿最终 边缘线15至17发生，这些最终边缘线包含在弯折操作的最终部分上。可以清楚地看见，三 条最终边缘线15至17彼此垂直地延伸。图3和图4分别显示预成型件2已经形成为成品部件3或角形件4的平面图和透 视图。角形件4具有彼此正交的三条最终边缘线15至17，这些线最后在最终成型期间或在 第二方法步骤中的预成型件2的加固期间产生。边缘线15和16大致延伸在由“平滑”边 缘线7、8和9、10所夹的两个曲面区域11、12之间。图3、4中，预成型件2的加固在该方法的第二成型步骤过程中完全完成，也就是， 部件3或角形件4具有基本最终几何形状。为了实施第二成型步骤，预成型件2首先被再 次带入超过热塑性塑料的熔化温度的温度，从而需要通过合适的夹持机械装置或类似物来 固定位置。预成型件2然后由上部工具和下部工具被传递压力，该预成型件被放置在下部 工具上。位于上部和下部工具之间的预成型件的最终成形和加固通过由压力机的挤压形成 的压力机压力发生。当第一和第二成型步骤的循环时间非常短时，在第二成型步骤前再次 加热预成型件必不可少。由于纤维层的层间移置，示例性实施例中的成品部件3或角形件 4总是显示在边缘区域的积聚。为了部件3的最终使用，倾斜的部件边缘被机械再加工，以 便实现最终的部件轮廓。角形件4具有彼此基本垂直地连接的两条腿18、19。角形件4还具有连续的背面 20，该背面由基本垂直地相邻于彼此的两个平面21、22(角形件4的接触表面)形成。两个 另外的平面23、24(角形件的底表面)也以约90度的角度沿向下的方向连接到平面21、22。 如果需要的话，平面21、22和平面23、24都能被成形为使得它们沿空间的一个或两个方向 被覆盖。平面23、24沿边缘13、14近似平行于彼此。可替换地，例如，边缘13、14也可以以 特定距离彼此平行地延伸。根据一个未示出的设计变型，边缘13、14也可在加固过程中被 一起牢固地熔合或粘合，以便进一步增加角形件4的强度。飞机的不同部件之间的界面通 过角形件4形成在平面21、22和平面23、24中，例如环形肋与机身构架外壳的内部连接。图5显示未示出的压力机中的下部工具25，该工具用于在第二成型步骤中加固预 成型件2。下部工具25具有不规则的多面体形状且被设置在插入压力机中的底板26上。 下部工具25总共具有6个平面27至32。上表面27为等边三角形，两个后部的、较小的侧 表面31、32具有不规则的形状或直角三角形形状。两个较大的前部的侧表面28、29具有不 规则的四边形形状，同时侧表面30为梯形。所有的表面27至32被设计成倾斜于底板26。 下部工具25的轮廓对应于不规则的五边形。为了将通过加热作用充分塑化的预成型件2最终加固，预成型件2然后被放置在下部工具25上，使得圆形凹进6位于工具顶端33的区域，底表面23、24随后至少在某些区 域抵靠较大的侧表面27、29弯折。未在图5的图示中示出的上部工具和下部工具25通过压力机被挤压，以便加固位 于上部工具和下部工具之间的预成型件2，并使其获得最终的预定几何形状。上部工具被设 计成对应于下部工具25，也就是，在上部工具和下部工具25之间(至少在某些区域)可以 有效连接。上部工具和下部工具25之间形成的空腔在此情况下优选在尺寸上使得，预成型 件的表面在工具的挤压期间始终承受均勻的接触压力。上部工具和/或下部工具25可装 配有加热设备以进行回火。可替换地，预成型件的加固可采用由至少一个把手装置(特别 是标准的具有多个自由度的关节杆机械手(工业机械手))引导的工具来实施。为了简化 工具的几何形状，斜面31、32可被省略，使得下部工具25和相应设计的上部工具具有三角 形轮廓。在成品部件3在角形件4的状态下从模具上移除后，且在随后的冷却阶段后，如果 需要的话，边缘区域中的积聚可被机械地再加工以形成最终部件轮廓。图6显示用于生产具有复杂几何形状的部件35 (角形件)的另一预成型件的透视 图，预成型件34用“有机(organo)”板的坯料36通过弯折形成。预成型件34被加固以在 合适的工具中产生最终成形，也就是，其所有侧面利用压力机压力尽可能均勻地加载。通过成型和弯折产生的第二和第三平面38、39连接到坯料36，该坯料仍然为平坦 的且表示第一(底)平面37。因此产生的边缘线40、41在示例性实施例中以相对于彼此 约10度的角度β延伸且均位于平面37中。原则上，角度β可以为0度到90度。另一个 (第四)平面42沿向上的方向以直角垂直地连接第二平面38，从而形成第三边缘线43。第 三边缘线43位于不同于第一和第二平面37、38的第四平面42中，并与位于第一平面37中 的边缘线40形成约90度的角度α。在不同地执行的弯折操作中，第三边缘线43也可以0 度到90度之间的角度α延伸，优选角度为30度到90度之间。因此，预制件34最终具有三条边缘线40、41、43，其各自相对于彼此以0度到90度 的角度延伸。坯料36中的增强纤维层的滑动方向由未给出附图标记的黑色箭头所示。可以观 察到，纤维层的滑动方向各自相对于关联的边缘线40、41、43近似垂直地延伸。在此过程 中，平坦坯料36到达并维持在稍微超过“有机”板的熔化温度的温度。由于根据本发明的成型工艺，可以保证层间滑动基本上仅沿一个方向发生，使得 由于此现象(具有第一(底)平面37的两条边缘线40、41的平面38、39的产生，以及由具 有边缘线43的平面38产生的第四平面42的产生)纤维取向和/或纤维完整性没有损坏 且没有折叠(折曲)和分层。弯折工艺后，层间滑动被大部分完成，且预成型件34可在最终的第二成型步骤中 被加固，以便通过施加压力和温度来获得最终的几何形状。根据本发明的方法，除了通过示例描述的角形件4和部件35，还适合于制造用纤维增强热塑性塑料通过弯折成型的具有复杂几何形状的各种部件。附图标记列表1 坯料2预成型件
3部件(成品)4角形件(成品)5 切口6圆形凹进7边缘线(平滑的)8边缘线(平滑的)9边缘线(平滑的)10边缘线(平滑的)11曲面区域12曲面区域13 边缘14 边缘15边缘线(最终的)16边缘线(最终的)17边缘线(最终的)18腿(角形件)19腿(角形件)2O背面(角形件)21平面(角形件的接触表面)22平面(角形件的接触表面)23平面(角形件的底表面)24平面(角形件的底表面)25下部工具26 底板27表面(上部)28表面(前部较大侧表面)29表面(前部较大侧表面)30表面(后部侧表面)31表面(后部较小侧表面)32表面(后部较小侧表面)33工具顶端34预成型件35部件(角形件)36平坦坯料37(第一)平面38 (第二 )平面39 (第三)平面40边缘线41边缘线
42 (第四)平面43边缘线
权利要求
一种用于生产部件(3)的方法，具有如下步骤(a)准备坯料(1)，该坯料具有被几个纤维层增强的热塑性塑料，其中所述坯料(1)具有基本V形的切口(5)，该切口(5)的顶端与所述坯料(1)的三条预定边缘线(7，8，9，10)的交点重合并具有近似圆形凹进(6)；(b)主要通过完成所述纤维层的滑动，沿所述预定边缘线(7，8，9，10)使所述坯料(1)成型为预成型件(2)，并形成边缘线(15，16，17)，所述边缘线(15，16，17)彼此近似垂直地延伸；(c)将所述预成型件(2)放置在压力机的上部或下部工具(25)上，该上部或下部工具具有棱锥形状，其具有底表面(26)和三个侧表面(27，28，29)，所述三个侧表面一起形成顶端(33)，使得所述预成型件(2)的所述近似圆形凹进(6)安置在所述顶端(33)的区域中，以使归属于所述预成型件(2)的V形切口(5)的该预成型件(2)的底表面(23，24)至少部分地抵靠所述侧表面(27，28，29)之一；(d)所述压力机挤压以形成所述最终边缘线(15，16，17)，并加固所述预成型件(2)，由此形成所述部件(3)。
全文摘要
本发明涉及一种用于生产部件(3，35)特别是用于将飞机的机身构架外壳连接到环形肋的角形件(4)的方法，其中，部件(3，35)通过平坦坯料(1，36)的沿至少两条边缘线(7-10，15-17，40，41，43)的边缘的成型过程形成，并且坯料(1，36)由用多个碳纤维层增强的热塑性塑料形成。根据本发明，纤维层的层间滑动基本在第一成型步骤中完成，在第二成型步骤中上、下部工具(25)通过在所有侧面上施压被用于加固部件(3，35)即最终成形。该方法能生产具有至少两条边缘线(7-19，15-17，40，41，43)的复杂部件(3，35)，其中边缘线相对于彼此以约0度到90度优选30度到90度的角度延伸，而且位于至少两个不同的平面(21-24，37-39，42)中。本发明还涉及一种通过上述方法生产的并用多个纤维层增强的热塑性部件(3，35)，特别是用于将飞机的环形肋内部连接到机身构架外壳的角形件。
文档编号B29C70/34GK101815606SQ200880102699
公开日2010年8月25日 申请日期2008年7月2日 优先权日2007年8月9日
发明者克劳斯·埃德尔曼, 塔尼娅·门肯, 托比亚斯·维尔茨, 蒂莫·斯托文 申请人:空中客车作业有限公司