可释放零件内应力的飞行器复合材料零件的装配方法
【专利摘要】可释放零件内应力的飞行器复合材料零件的装配方法。本发明涉及复合材料零件(10、12)的装配方法。所述方法提出：将已局部聚合的待装配的零件在应力下安装(S6)在机架(14)上；加热(s7)这些零件以使它们完全聚合，这允许释放零件中的应力并且令其形状与所述机架的几何形状一致；冷却(S8)零件；以常规方式装配(S9)这样冷却的零件。
【专利说明】可释放零件内应力的飞行器复合材料零件的装配方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种复合材料零件、尤其是飞行器零件的装配方法。
【背景技术】
[0002]已知通过一种称为“二次胶接”的方法装配复合材料零件。
[0003]当采用这样一种方法时，所述零件分别聚合。这些零件随后以聚合状态被安装在装配机架上，并且在待装配的零件之间插入一层例如环氧树脂的粘合膜。
[0004]这样被安装在所述机架上的所述零件的组合件被加热到高温，以便确保所述零件的粘合。
[0005]上述方法的使用会导致冷却时已聚合的零件内部的残余形变，因为所述零件上的粘合是在高温(例如180°C )下进行，而这些零件常常具有不同的热膨胀系数(例如特别是由于一个零件到另一零件的纤维方向不同)。这些残余形变将在所述零件内部产生内在应力，由此导致这些零件的装配件的整体变形。
[0006]另一种装配方式在于通过铆接装配已聚合的零件。采用该方法时，当进行铆接前把零件放置就位时，可以观察到这些零件之间的缝隙。这些间隙是由于各个零件相对于其理论几何形状的几何偏差所造成的。这与所述复合材料零件的制造方法有关。
[0007]鉴于前述内容，因此能够以比现有技术中更好控制的几何形状装配好复合材料零件将是十分有用的。
【发明内容】
[0008]因此，本发明的目的在于一种在最终装配几何构型中的复合材料零件的装配方法，其特征在于其包括以下步骤:
[0009]-将局部聚合的至少两个复合材料零件在应力下安装在所谓预装配机架上，局部聚合零件相对于彼此被布置在为最终装配几何布局的总体装配几何布局中，所述至少两个复合材料零件在应力下的安装使所述至少两个复合材料零件的装配件成形为通过所述预装配机架的几何形状强加的装配几何构型，并引发所述至少两个复合材料零件中的内在应力，
[0010]-加热所述预装配机架及在应力下安装的局部聚合的所述至少两个复合材料零件的组合件，以使所述至少两个复合材料零件在通过所述预装配机架的几何形状强加的所述装配几何构型中完全聚合并预装配在一起，所述加热能释放所述至少两个复合材料零件中的内在应力，
[0011]-冷却预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件，这样冷却的所述至少两个复合材料零件处于最终装配几何构型中，
[0012]-在预装配机架上或另一机架上将在最终装配几何构型中的已冷却且预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件相互间机械装配在一起。
[0013]局部聚合的所述零件具有的几何形状与这些零件在最终装配中应具有的最终几何形状接近，但不必然与该最终形状相同。为此，具有未受控制的几何形状的零件在应力下被安装在所述预装配机架或预装配型架上。所述局部聚合的零件(比起完全聚合的零件，其延展性更大但仍具有刚性)更具体地采用总体布置方式安装在所述机架上，该总体布置方式是这些零件在所述最终装配几何构型中相对于彼此应具有的布置方式。在这种总体布置方式中，所述零件还未在几何形状/尺寸大小方面进行过调节，这些调节将在所述方法的后续步骤中实现。然而，所述在应力下的安装令所述至少两个零件的装配件与所述机架的几何形状相一致并且由此甚至引发所述零件中的内在应力。
[0014]加热步骤(后聚合)可以释放待组装零件中的内在机械应力(这些应力的产生原因主要是在机架上的应力下安装)。该步骤还允许进行所述零件无残留应力的临时装配(在等待最终组装步骤时)并且使这些零件的形状按照所述机架的几何形状成形。这样，可以控制所述零件的几何形状，更广义地，通过控制所述机架的几何形状可以控制所述零件的最终装配几何构型。
[0015]在应力下安装的步骤、加热步骤和冷却步骤允许预装配具有最后的最终装配几何形状的零件。
[0016]需注意到，最终装配步骤例如为常规类型(例如:通过安置铆钉或螺钉进行装配，以将这些零件相互间装配在一起)，可以在所述预装配机架进行，或在另一机架上进行，以便不霸占通常使用率很高的预装配机架。仅用于最终装配的另一机架通常较简单，完全足以完成最终装配步骤。
[0017]根据一个可能的特征，根据待装配零件及机架的构成材料的热膨胀系数、以及用于加热和冷却步骤的温度，设计所述预装配机架的几何形状，以便在冷却步骤结束时得到最终装配几何构型。
[0018]在加热步骤中，根据零件的如果没有在冷却时经受锤击成型而在最终装配中将具有的几何构型，预装配所述零件。如果所述零件的构成材料具有一种能够在温度变化时产生尺寸变化的热膨胀系数，所述机架的几何形状会考虑在起始温度和最终温度之间所述机架在尺寸大小上可能产生的变化、加热温度以及这种系数。因此，所述最终装配几何构型在冷却步骤结束时得到。
[0019]根据一个可能的特征，所述预装配机架包括一组机械部件，该组机械部件给所述至少两个复合材料零件施加预应力，以使所述至少两个复合材料零件成形成所述装配几何构型。
[0020]根据一个可能的特征，所述预装配机架还包括其位置能调节以确保在预期位置机械接触所述至少两个复合材料零件的一组机械部件。通过调节这些部件的位置，对所述零件的形状和/或尺寸大小的精确度进行调节。当这些零件需要非常精确地与其它零件相接合/配合时，这种精确度的调节十分有用。
[0021]根据一个可能的特征，在所述预装配机架上进行装配在最终装配几何构型中的已冷却且预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件的装配步骤，所述预装配机架由在用于加热步骤的温度下不会变形的材料制成。
[0022]使用以这样一种材料制成的机架，允许在设计所述机架时不用考虑该机架的在环境温度和加热步骤的温度之间的热膨胀现象。因此，同样的机架可以用于完全聚合步骤以及最终装配步骤，这简化了方法的实施并节约了时间。[0023]根据一个可能的特征，在冷却步骤之前，所述装配方法具有预装配所述至少两个复合材料零件的预装配步骤，该预装配步骤需要采用与所述预装配机架分开的预装配装置。
[0024]根据一个可能的特征，所述预装配装置为机械装置，在应力下安装的步骤与加热步骤之间安置所述预装配装置。
[0025]根据一个可能的特征，在加热所述预装配机架和局部聚合的所述至少两个复合材料零件的组合件的加热步骤之前，所述预装配步骤具有将至少一层热固性粘合膜(例如环氧膜)设置在需要预装配在一起的局部聚合的所述至少两个复合材料零件之间的设置步骤。
[0026]该或这些热固性粘合膜被插置在所述待装配的零件之间，用于在加热步骤时将所述零件彼此间预装配在一起。
[0027]根据一个替代的可能特征，在加热所述预装配机架和局部聚合的所述至少两个复合材料零件的组合件的加热步骤之前，所述预装配步骤具有将至少一层热塑性粘合膜设置在需要预装配在一起的局部聚合的所述至少两个复合材料零件的两个相对面上的设置步骤。所述至少一层热塑性粘合膜还可以在所述零件局部聚合之前被定位在各个零件上。
[0028]该或这些热塑性膜被插入所述待装配的零件之间，用于在加热步骤时将所述零件彼此间预装配在一起。
[0029]需注意到，当零件各自的几何形状并不互相完美地对应时，这一或这些粘合膜的存在还可以抵消待装配零件的几何形状上可能存在的偏差。
[0030]这样在最终装配时可以避免在零件几何形状偏差的情况下对零件造成的损坏。
[0031]根据一个可能的特征，所述装配方法在应力下安装的步骤之前，具有将所述至少两个复合材料零件加热到低于聚合温度的温度以得到局部聚合的所述至少两个复合材料零件的预加热步骤。
[0032]这样，待装配的零件局部地、彼此独立地聚合。如果这些零件在同一车间内同时制造，它们则可以一起在同一压热器中局部地聚合，但这些零件在实体上是彼此分开的。
[0033]根据一个可能的特征，所述预加热步骤导致一种局部聚合，所述局部聚合足以使这样局部聚合的零件具有允许控制零件以将它们安装到机架上的刚性。
[0034]聚合率应足以使所述局部聚合的零件可以易于廓形切削(即被切割和/或被加工，以便轮廓具有预期的最终几何形状)、在几何形状上易于控制并且易于被运送至预装配机架上。
[0035]根据一个可能的特征，根据待装配的复合材料零件的组成，在所述预加热步骤结束时得到的聚合率介于50%至95%之间，优选地介于70%至95%之间，以便所述零件具有足够的刚性。
[0036]这样一种聚合率赋予所述零件一种足以承受上述目标操作的刚性。
[0037]根据一个可能的特征，在加热步骤和预加热步骤中所使用的温度介于130°C到180°C之间。各个步骤的持续时间可以从几分钟到数小时变化，例如4小时。这些温度取决于复合材料零件的组成、尤其是所使用的树脂。
[0038]例如，对于180°C级别的热固性树脂，所述预加热步骤的温度介于110°C到180°C之间。调整该温度和持续时间，以使所述零件不会完全地聚合，因此赋予零件在最终加热(后聚合)时释放其内在应力的可能性。
[0039]根据一个可能的特征，所述聚合步骤的加热在介于130°C到180°C之间的温度(在上文所提供的树脂的实施例中为180°C )进行。
[0040]根据一个可能的特征，在所述冷却步骤的期间，预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件保持安装在所述预装配机架上。
[0041]根据一个可能的特征，所述装配方法适用于同时将多对复合材料零件彼此间装配
在一起。
[0042]因此可以将多对彼此之间待装配起来的零件同时处理，即以同时的方式在应力下安装它们及引起所有零件中的应力释放。
[0043]根据一个可能的特征，所述复合材料零件为飞行器零件。
[0044]根据一个可能的特征，所述飞行器零件为机身框架和机身蒙皮。
【专利附图】
【附图说明】
[0045]通过以下仅作为非限制性示例给出并参见附图进行的描述，本发明的其它特征和优点将得以显现，在附图中:
[0046]-附图1为待装配的两个飞行器零件的总体示意图；
[0047]-附图2是根据本发明的一种实施方式的附图1中的零件的装配方法的逻辑图；
[0048]-附图3是在应力下安装于机架上的附图1零件的总体示意图；
[0049]-附图4是在烘箱内部的附图3中的零件和机架的总体示意图；
[0050]-附图5是显示附图4中的零件的最后的常规装配步骤的总体示意图。
【具体实施方式】
[0051]现在将参照附图1至5描述根据本发明一种实施方式的复合材料零件的装配方法。
[0052]在该实施方式中，待装配的零件为飞行器零件，更具体地为机身框架(周向加固件)和机身蒙皮(覆盖层)。
[0053]附图1非常简略地显不了分开的机身框架的一部分10和机身蒙皮的一部分12,这
二者一旦装配在一起则形成机身舱板。
[0054]这些零件中的每一个都以复合材料制成。这涉及例如预浸料或干的织物或碳纤维的单向层的堆叠体。
[0055]各个零件都具有符合其与另一零件进行装配所需要的形状的总体形状或总体几何构型。这些零件的总体形状与零件装配件将安装在飞行器内时所述零件具有的形状相一致。
[0056]在该实施方式中，零件10和12由复合材料制成，该复合材料的热膨胀系数很低，以至于考虑应用于零件的温度变化不会引起零件尺寸的任何变化。这样一种复合材料例如由环氧树脂和纤维体积比占60%的碳纤维构成。
[0057]根据前述实施方式的装配方法在附图2中以逻辑图的形式示意表出，该图表示该方法的主要步骤。
[0058]所述方法应用于一些零件，这些零件的复合材料结构已经以公知的方式预先制作完成。然而，所述结构在所述方法开始之前未被聚合，即所述部件为“未加工的”。
[0059]第一步骤Si提出对实体上彼此分开的零件10、12进行预加热。需注意到这两个零件例如在同一个烘箱或压热器内同时被加热。
[0060]所述预加热在比所述复合材料的解聚温度更低的温度下进行，以便使各个零件局
卻水口 O
[0061]构成各个零件的复合材料的局部聚合或聚合状态应当足以使局部聚合零件的刚性尤其允许将该零件从一处被运输至另一处、对其进行廓形切削和控制。“控制”指的是尺寸控制、对复合材料质量的控制，即对孔隙率和裂隙存在的控制。
[0062]所得到的聚合率，也称为“准烧结”，介于50 %到95 %之间，优选地介于70 %到95%之间，还更优选地介于80%到95%之间，这赋予所述零件一种足以进行考虑操作的刚性。
[0063]对于180°C级别的热固性树脂，预加热温度通常介于110°C到180°C之间。
[0064]对于在180°C聚合的树脂,用于获得局部聚合的温度为例如160°C,与所述树脂的玻璃转化温度相符。
[0065]局部聚合的零件10和12并不必然具有用于它们装配的预期的最终的几何形状或几何构型。
[0066]另外，这些零件具有局部聚合步骤所导致的内在应力。这些内在应力会在脱模后产生残余形变。
[0067]在这一点上，对零件的几何形状进行控制的补充步骤(未示出)例如可以在所述零件从烘箱取出后、在一连串制作开始时进行。
[0068]如前所述，例如对零件10、12进行廓形切削，以便减少所述零件装配后的精加工操作。该步骤通常在零件控制步骤之前进行。
[0069]所述方法的下一步骤S2是将局部聚合的零件10、12运送直至附图3中示出的预装配机架14。
[0070]在步骤S3的过程中，通过在所述零件的朝向所述机架的凹形面IOa上预设的定位孔，将零件10定位在机架14上并靠置在例如点状的接触部件16a、16b、16c上。
[0071]如一种热固性树脂的粘合膜18，例如180°C级别的环氧型膜，被设置在局部聚合的零件10上(步骤S4)，更具体地被设置在所述零件的相对的凸形面IOb上。随后将零件12通过其凹形内面12a定位在所述粘合膜18的上方，使得所述膜被限制在这两个零件之间(步骤s5)。
[0072]这样，所述两个零件10和12相对于彼此被布置于总体几何布局中，该总体几何布局与这些零件在最终装配中将采用的几何布局相一致。
[0073]事实上在最终装配中，弯曲的框架部分10会被布置成抵靠弯曲的机身蒙皮部分12的内面12a。
[0074]所述机架14例如由一种在以下参照附图4将描述的加热步骤s7时所使用的温度下不会发生变形的材料制成。
[0075]所述材料例如为因钢。
[0076]因此，在步骤s2至S6的环境温度与步骤S7的温度之间，所述机架的几何形状不会发生任何尺寸大小上的变化。[0077]所述机架具有第一组机械部件或机械装置，其适于在待装配的零件上施加作用力/应力以便赋予它们一种装配几何构型。所述零件因此在装配几何构型中承受预应力(在这些零件中产生内在应力)，所述装配几何构型由所述机架(尤其是其部件)的几何形状强加得到。
[0078]所述机架还具有第二组可调节位置的机械部件或机械装置。调节这些机械部件或机械装置的与所述零件的专门区域接触的位置，使得这些区域具有预期的精确的形状和/或尺寸大小。这种调节使得所述零件获得很大的精确性(尤其是局部地)，当这些零件的所涉及的区域与飞行器，的其它零件机械地配合时，这证明是十分重要的。
[0079]所述第二组机械部件还适于给所述零件施加预应力。
[0080]如附图3中所示，一方面，机架14具有机械接触部件16a、16b、16c，零件10、12的组合件支撑在这些机械接触部件上，另一方面，机架14具有一些机械部件或机械装置20(甚至仅一个可以被定性为工具的机械装置或机械部件)，所述机械部件或机械装置适于在该组合件上施加箭头F所表示的作用力/应力，以便给零件10、12施加预应力。
[0081]零件10、12的组合件因此处于应力下，按照所述机架的几何形状、尤其是其接触部件16a-16c和装置20的几何形状成形。这样，通过强制使零件组合件的总体几何布局符合通过机架强加的受控制的几何形状，在所述零件内部引发机械应力。如果所述零件不再承受由所述机架所施加的外部应力，则这些零件的几何形状与所述机架的几何形状分离开。
[0082]示出应力施加装置或部件20设置在与接触部件16a_16c相反的那侧，在该实施例中即零件12的凸出外面12b那侧。但是，根据所述装置和零件的性质，这些装置可以被设置在部件16a-16c那侧，甚至被设置在两侧，或者甚至被设置在零件10、12的组合件的周围。
[0083]需注意到，当接触部件用作所述组合件的支撑位点时，所述接触部件16a_16c还参与给零件10、12的组合件施加应力，因此承接施加在被预施应力的所述零件上的作用力。
[0084]接触部件16a_16c例如为以下两种类型:
[0085]-第一种类型部件，其用作点状支撑位点(例如:销钉)；
[0086]-第二种类型部件，其位置可以调节(例如:可调节的限位件)，以便确保至少在所述零件的某些局部区域内对所述零件的几何形状进行精确的最终调节(例如这可以涉及测微螺旋)。尤其是，通过接触和调节部件调节框架基座(C形或Z形)的最终体积和框架基座与其芯部之间的角度。
[0087]需注意到，所述接触和调节部件的数量和位置根据待装配零件(几何形状)进行调整。
[0088]此处，考虑到零件10和12的弯曲的总体形状，预应力施加作用力径向地取向。所述装置或部件20包括例如用于框架10的一个或多个起重器和用于舱板12的系带。
[0089]系带装置例如设置在零件10、12的组合件的两侧。
[0090]零件10、12的组合件之间插入粘合膜18，该组合件因此在应力下被安装在机架14上且在点状接触部件16a-16c与装置20之间(步骤s6)。
[0091]所述方法的下一步骤S7是将在应力下安装于机架14上的零件10、12的组合件安置在烘箱22中。[0092]出于简化的原因，装置20未示于附图4中。仅有作用力F被示出。
[0093]在该步骤的过程中，零件10、12的组合件、机架14和装置20被加热到一温度，该温度比(局部聚合)步骤Si中的预加热温度更高，以便得到复合材料零件10和12的完全
壞人
口 O
[0094]通过令零件10、12经受这样一种温度，所述零件中的内在机械应力被同时释放，所述零件继续符合预装配机架14的受控几何形状。由于没有内在应力，因而所述零件不再需要在应力下安装以与所述机架的几何形状相一致。
[0095]通过加热，粘合膜18软化并且粘合于零件10和12的相对面IOb和12a上，由此作为粘合剂将这些零件粘结在一起。
[0096]因此，零件10和12通过所述粘合膜被预装配在一起。
[0097]机架14的几何形状以非常精确的方式加以调整(加热前、通过接触和调节部件16a_16c、通过加工等)。事实上，通过所述机架的几何形状强加得到所述零件的预期的最终的几何形状或几何构型，该最终的几何形状或几何构型在加热时(后聚合阶段)、释放零件内在应力后获得。
[0098]需注意到，所述粘合膜还有这样的作用:填充待装配零件之间可能出现的缝隙，因此补偿几何形状没有完美地一致的零件之间的尺寸偏差。
[0099]步骤s7的加热温度高于步骤Si中所述零件局部聚合的温度。
[0100]例如，对于在步骤Si中在160°C的预加热温度已局部聚合的树脂，步骤S7的加热温度约为180°C (聚合温度)。
[0101]步骤S7在零件的强度和刚性方面赋予它们最佳的(预期的)机械属性。
[0102]下一步骤S8是将预装配好的零件和机架14从烘箱22中取出并令其冷却直至环
境温度。
[0103]在冷却步骤的期间，装置20被取下，所述零件保持安装在机架14上。
[0104]考虑到所使用的材料(热收缩不存在差异)，机架强加于所述零件的装配几何构型(最终装配几何构型)在冷却结束后保持相同。
[0105]需注意到，上文所描述的步骤导致获得具有装配件的最终几何形状(最终装配几何构型)的零件预装配件。
[0106]在下一步骤s9的过程中，预装配好并且不具有内在应力的零件10、12通过常规装配方式最终机械地装配在一起。这样，步骤s9是安装例如铆钉24以用于将两个零件10、12彼此之间最终装配(紧固)在一起(附图5)。
[0107]利用所述零件已完成预装配的事实，可以实施一个常规装配步骤。
[0108]所述装配方法的第一种实施例变型在附图2中用虚线示出。
[0109]根据该变型，在冷却步骤S8结束后，预装配好的零件10、12的组合件从机架14上取下(脱膜)，以便释放出该机架及可以将机架用于其它复合材料零件的装配。
[0110]所述零件的组合件则被放置在设计较为简单并且更轻的另一机架上(步骤S10)。
[0111]所述零件的最终装配步骤(步骤S9)因此在这另一机架上进行。
[0112]在描述下述变型之前，提供一个一般公式，该公式定义随温度的机架几何形状的变化。这样一种公式以如下方式列出:
[0113]Gbat(20)=Gbat (180) (1-Lbat (180-20))，[0114]其中，Gbat(180) =Gcomp (180) =Gcomp (20) (1+Lcomp* (180-20))，
[0115]在该公式中，Gbat (20)是20°C时的机架几何形状，
[0116]Gbat (180)是180°C时的机架几何形状，
[0117]Gcomp (20)是所述复合材料组合件在20°C时的几何形状，
[0118]Gcomp (180)是所述复合材料组合件在180°C时的几何形状，
[0119]Lbat是所述机架的热膨胀系数，
[0120]并且Lcomp是所述复合材料的热膨胀系数。
[0121]Gcomp (20)构成允许定义几何形状Gbat (20)的基础数据，其因此允许以适合于待装配的复合材料零件的方式设计该机架。
[0122]当所述机架由一种在所使用的温度下不会变形的材料(例如:因钢)制成时，Lbat=O,这使得在上述一般公式中Gbat (20) =Gbat (180)。
[0123]对于Lcomp=O的环氧碳类型的复合材料，这可以得到Gbat(180)=Gcomp(180)=Gcomp(20)。
[0124]根据第二种实施变型，所述复合材料零件具有的热膨胀系数可以在步骤s7中的加热温度与环境温度之间引发所述零件的尺寸大小变化。
[0125]所述预装配机架14的几何形状因此可以(计算后)被设计成:当回到环境温度时，尽管所述零件具有热收缩差异，预装配成的零件10和12仍处在所述最终装配几何构型中。
[0126]根据第三种实施变型，制成所述预装配机架的材料(例如:钢)可以在温度变化的作用下发生变形，尤其是在环境温度与步骤s7中的温度之间变形。至于零件10和12，它们则不会发生变形。
[0127]所述机架在环境温度下的几何形状因而(计算后)被设计成:在步骤S7的温度下，由于热膨胀现象，所述机架的几何形状仍为对于所述零件所需要的形状(最终装配几何构型)。
[0128]根据第四种实施变型，所述预装配机架和所述零件可以在环境温度和步骤s7的温度之间发生热膨胀。
[0129]这样，所述机架的几何形状为第三种变型所考虑的几何形状，但是还考虑到所述零件的复合材料的热膨胀系数。
[0130]需注意到，在热膨胀现象有差异(无论哪种变型)的情况下，需要对所述机架进行测微调节以考虑到该现象。
[0131]根据第五种实施变型，用热塑性膜(热塑性树脂)取代粘合膜18，热塑性膜在最终聚合步骤之前被设置在零件10的面IOb和零件12的面12a之间。所述热塑性膜具有熔化温度，该熔化温度就是步骤S7的聚合温度或是低于该温度的温度。
[0132]根据第六种实施变型，所述粘合膜18为在局部聚合(步骤Si)时设置在所述零件的面IOb和12a上的一种热塑性膜。事实上，所述热塑性材料可以再次熔化，因此能够经受多次热循环而不会被损坏。这样，附图2中所述方法的步骤S4被取消，这允许在使用所述机架时节约时间，因而允许在较短时间内固定机架。
[0133]根据第七种实施变型，所述待装配的零件在应力下被安装在机架上，所述零件之间采用预装配装置或机械固定装置如铆钉、螺钉等被预装配在一起。这些装置不需要在加热和冷却后取下，这样可以节约时间。该变型是在所述零件之间插入膜的替换方式。
[0134]根据未示出的第八种实施变型，所述待装配的零件为例如一些桁条(纵向加固件)和一机身蒙皮。
[0135]未示出的其它飞行器零件在此处可以根据刚刚所描述的装配方法进行装配。
【权利要求】
1.在最终装配几何构型中的复合材料零件(10、12)的装配方法，其特征在于，所述装配方法具有以下步骤: -将局部聚合的至少两个复合材料零件(10、12)在应力下安装(s6)在所谓预装配机架(14)上，局部聚合的所述至少两个复合材料零件相对于彼此被布置于为最终装配几何布局的总体装配几何布局中，所述至少两个复合材料零件在应力下的安装使所述至少两个复合材料零件的装配件成形成通过所述预装配机架的几何形状强加得到的装配几何构型，并引发所述至少两个复合材料零件中的内在应力， -加热(S7)所述预装配机架(14)及在应力下安装的局部聚合的所述至少两个复合材料零件(10、12)的组合件，以使所述至少两个复合材料零件在通过所述预装配机架的几何形状强加得到的所述装配几何构型中完全聚合并预装配在一起，所述加热能释放所述至少两个复合材料零件中的内在应力， -冷却(S8)预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件，这样冷却的所述至少两个复合材料零件处于最终装配几何构型中， -将在最终装配几何构型中的已冷却且预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件相互间机械装配(S9)在一起。
2.根据权利要求1所述的装配方法，其特征在于，根据待装配的所述至少两个复合材料零件(10、12)及所述预装配机架的构成材料的热膨胀系数、以及用于加热和冷却步骤的温度，设计所述预装配机架(14)的几何形状，以在冷却步骤结束时得到最终装配几何构型。
3.根据权利要求1或2所述的装配方法，其特征在于，所述预装配机架包括一组机械部件，该组机械部件给所述至少两个复合材料零件施加预应力，以使所述至少两个复合材料零件成形成装配几何构型。
4.根据权利要求3所述的装配方法，其特征在于，所述预装配机架还包括其位置能调节以确保在预期位置机械接触所述至少两个复合材料零件的一组机械部件。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的装配方法，其特征在于，在所述预装配机架上进行装配在最终装配几何构型中的已冷却且预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件的装配步骤(s9)，所述预装配机架由在用于加热步骤的温度下不会变形的材料制成。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的装配方法，其特征在于，在冷却步骤之前，所述装配方法具有预装配所述至少两个复合材料零件的预装配步骤，该预装配步骤采用与所述预装配机架分开的预装配装置。
7.根据权利要求6所述的装配方法，其特征在于，所述预装配装置为机械装置，在应力下安装的步骤与加热步骤之间安置所述预装配装置。
8.根据权利要求6所述的装配方法，其特征在于，在加热所述预装配机架和局部聚合的所述至少两个复合材料零件的组合件的加热步骤之前，所述预装配步骤具有将至少一层热固性粘合膜(18)设置在需要预装配在一起的局部聚合的所述至少两个复合材料零件(10,12)之间的设置步骤(S4)。
9.根据权利要求6所述的装配方法，其特征在于，在加热所述预装配机架和局部聚合的所述至少两个复合材料零件的组合件的加热步骤之前，所述预装配步骤具有将至少一层热塑性粘合膜设置在需要预装配在一起的局部聚合的所述至少两个复合材料零件的两个相对面上的设置步骤(S4)。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的装配方法，其特征在于，所述装配方法在应力下安装的步骤之前，具有将所述至少两个复合材料零件加热到低于聚合温度的温度以得到局部聚合的所述至少两个复合材料零件的预加热步骤(Si)。
11.根据权利要求10所述的装配方法，其特征在于，所述预加热步骤导致一种局部聚合，所述局部聚合足以使这样局部聚合的所述至少两个复合材料零件具有允许将它们安装在所述预装配机架上的刚性。
12.根据权利要求11所述的装配方法，其特征在于，局部聚合率足以使局部聚合的所述至少两个复合材料零件能被切割和/或被加工，以便它们的轮廓具有预期的最终几何形状。
13.根据权利要求10至12中任一项所述的装配方法，其特征在于，在所述预加热步骤结束时得到的聚合率介于50%至95%之间，优选地介于70%至95%之间。
14.根据权利要求10至13中任一项所述的装配方法，其特征在于，用于加热步骤和预加热步骤的温度介于110°C至180°C之间。
15.根据权利要求1至14中任一项所述的装配方法，其特征在于，在冷却步骤的期间，预装配好的已聚合的所述至少两个复合材料零件保持安装在所述预装配机架上。
16.根据权利要求1至15中任一项所述的装配方法，其特征在于，所述装配方法适用于将多对复合材料零件彼此间同时装配在一起。
17.根据权利要求1至16中任一项所述的装配方法，其特征在于，所述复合材料零件为飞行器零件。
18.根据权利要求17所述的装配方法，其特征在于，所述飞行器零件为机身框架和机身蒙皮。
【文档编号】B29C65/02GK103963288SQ201410119667
【公开日】2014年8月6日 申请日期:2014年1月29日 优先权日:2013年1月30日
【发明者】P·察尔伦, V·夏尔博尼尔, P·布洛, M·佩雷茨-桑切茨 申请人:空中客车运营简化股份公司, 空中客车运营有限公司, 空中客车西班牙运营有限责任公司