用于制造环形框架的方法与流程

本发明涉及由复合材料制成的部件的领域，所述复合材料包括基于在合成树脂基质中的干燥或预浸渍纤维的增强材料。

背景技术：

本发明将主要在制造复合环形框架的领域中应用，尤其是用于舷窗的框架，所述舷窗例如配置成配备航空器且尤其飞机的机身，所述机身一般也由复合材料制成。

航空器门式框架传统上具有圆形或优选椭圆形状，且所述框架并非包含在单一平面中；所述框架弯曲，以使得所述框架能够最佳地适配设备机身的柱形形状。

尤其在飞机上的舷窗框架必须完成数个功能。

一方面，舷窗框架配置成紧固到设备机身且继而允许门式开口经由密封垫紧固。

另一方面，舷窗框架尤其在强度和刚度方面必须具有出色的特性，且允许维护设备机身的内侧和外侧之间的理想密封。

其次，舷窗框架提供与航空器机身的一定程度的表面连续性，因此有利于设备的空气动力学和声学特性。而且，舷窗框架协助舷窗的玻璃元件的安装。

因此，在用于航空器的门式框架的生产中，需要遵守若干数量的约束。

更特别地，必须存在舷窗的框架和机身或设备的其它部件之间的接口。

在图1a中示出门式框架10的一个示例性实施方式的透视图。详细示出所述接口，附图1b中的灰色阴影示出门式框架10的剖视图，以更容易地理解出现的问题。

因此，例如，门式框架10的区域1的内表面配置成与舷窗的密封件协作。

区域2的外表面、即脚后跟状部必须限制与设备机身的死区，而且允许门式框架10在设备机身上的预定位。

区域3接收用于将门式框架10紧固在航空器的机身上的穿孔。

在框架10的柱形裙部16的自由端处，区域4的内表面配置成承载在舷窗的抓持部件上。

最后，区域5的外表面确保舷窗和航空器的机身之间的表面连续性，以保证航空器的机身的声学和空气动力学特性。

为了制造由复合材料制成的门式框架，已知包括单独生产数个预制件的方法。这些预制件接下来被集中，且在合适的模具中通过注射树脂和硬化而强化所述组件。

然而，这些方法具有大量步骤且可以被证明执行起来是复杂的。而且，各个预制件之间的接合区域可能是疲弱的。

从国际专利申请wo2013/139714也可知的是用于制造由复合材料制成的门式框架的方法，所述复合材料具有纤维增强件。

此文中的门式框架包括这样的轮廓，所述轮廓的截面基本t形且包括在并行方向上延伸的三个翼部，所述三个翼部限定芯部和基部。

为了获得舷窗框架，执行数个步骤。首先，利用编织方法制作管状纤维预制件或套筒。管状套筒接下来被平整，以便形成扁平管状带，且多个扁平带而后被施加在工具的第一面上以构成舷窗框架的芯部。

根据第一预制步骤，某些带条的一部分被向下折叠在工具的第二面上。在第二预制步骤中，其它带条的一部分被向下折叠在工具的第三面上。这些预制步骤配置成允许建立框架的基部，这通过利用增强折叠部的覆合步骤完成。

接下来例如通过树脂注射或注入强化所获纤维预制件。

然而，根据这篇文件的方法包括数个预制步骤，而且造成在强化预制件之后的所获框架的两个末端之间的接合问题。

从文件us2012/225087也可知尤其用于制造窗户框架、轮辋、或燃烧室的方法，这需要复杂管状形状的特殊编织，所述管状形状包括沿其长度的数个直径。

这种方法实施起来复杂且需要非标准的管状预制件。

专利文件wo2011/041435描述了用于航空器的门式框架的生产，门式框架具有包括在外侧上的笔直部分和所谓“摆动"部分的横截面形状，且使得可以将门式框架密封到航空器的机身。

在这个方法中，初始预制件是扁平的，且包括在一端处的传统碳纤维和在另一端处的所谓拉伸破损式碳纤维。预制件在模具中被压缩以将理想形状施加到最终框架。

在这种方法中必须执行大量步骤，这导致方法复杂。而且，利用这种方法尤其难于获得在整个区段之上具有恒定厚度的部件。最终，这里在所获预制件的两个末端之间的接合部处也出现问题。

而且，概括而言，申请人已经示出在现有技术中可得到的门式框架的纤维内部结构中的一些缺点。

更特别地，在称为"接合区域"的表面6处，由于所述表面接近于门式开口的接合件处，在截取框架的横截面之后利用显微镜检查的纤维定位的分析中，已经示出具有相当锋利角度的所述纤维的方向改变的累积以及厚度的显著变化。

因此，这一方面使得倾向于朝向角度的内侧迁移的纤维的适当布置、且另一方面使得纤维通过外部压制的正确压制是非常具有假定性的。

而且，在表面7或“弯折区域"处出现纤维的折叠问题。

这倾向于造成门式框架的机械特性的大量降低，鉴于对于这种类型的部件必须满足的安全性约束，这种缺点必须解决。

技术实现要素：

因此，提出本发明以解决现有技术的门式框架中传统上遇到的问题，尤其在纤维的定位方面遇到的问题，以改进门式框架的机械特性。根据本发明的方法也可以制造单件环形框架，因此避免与在接合部处的部件疲弱有关的任何问题。

为此目的，本发明涉及用于制造由复合材料制成的环形框架的方法且至少包括以下步骤：

-在包括至少两个同轴子组件的组件之上滑动干燥纤维的至少一个管状壳体，所述至少两个同轴子组件能够相对于彼此轴向移动且在所述至少两个同轴子组件之间限定周边槽，所述槽布置在所述框架的总平面中，所述槽的对称平面垂直于所述管状壳体；

-将管状壳体的部分推入在两个子组件之间设置的所述槽且缩紧所述两个子组件，以便将管状壳体的所述部分保持在所述槽中；

-联接在槽外侧的壳体的所述两个部件，且将所获联接件折叠到所述两个子组件之一上以获得干燥纤维的预制件；

-通过喷射树脂或注射树脂、而后施加特殊温度和压力条件以允许所述树脂聚合而固化所述预制件。

本发明还涉及用于制造由复合材料制成的环形框架的方法且至少包括以下步骤：

-在包括至少两个同轴子组件的组件之上滑动以树脂预浸渍的纤维的至少一个管状壳体，所述至少两个同轴子组件能够相对于彼此轴向移动且在所述至少两个同轴子组件之间限定周边槽，所述槽布置在所述框架的总平面中，所述槽的对称平面垂直于所述管状壳体；

-将管状壳体的部分推入设置在所述两个子组件之间的所述槽且缩紧所述两个子组件以便将管状壳体的所述部分保持在所述槽中；

-联接在槽外侧的壳体的两个部件，且将所获联接件折叠到所述两个子组件之一上以获得预浸渍纤维的预制件；

-通过施加特殊温度和压力条件以允许树脂的聚合而固化所述预制件。

根据本发明的方法一个替换性方案，用于联接在槽外侧的壳体的两个部件的阶段被在槽的所述对称平面的延伸部中立起壳体的所述两个部件之一的阶段代替，且在其之间形成角度的所述部件联接到具有干燥纤维或以树脂预浸渍的纤维的材料条带。

有利地，槽的底部的曲线类似于待制造的所述框架的内部边缘。

根据本发明的另一具体方案，所述组件由芯轴和相对芯轴构成。

根据本发明的另一具体方案，利用有线元件将壳体推入槽，所述有线元件配置成环且在所述槽中被夹紧，直到有线元件将所述壳体推到底部。

特别地，数个管状壳体被叠加在所述组件上。

本发明具有许多优点。一方面，所描述的方法是简单、有效且尤其符合成本效益的。可以通过以较低成本生产单一基础预制件而获得框架，所述框架在其整个截面之上具有近似恒定厚度。而且，如果需要的话，能够利用具有干燥或预浸渍纤维的多个管状壳体的叠加容易地控制框架的厚度。而且，本发明的方法对于注射液体树脂与旋转模制方法完全兼容。

根据本发明的方法也由于纤维方位的保留或纤维方位的叠加保证尤其在强度和刚度方面具有尤其有利的机械特性的部件的生产。

另一优点在于，利用这种方法，预制件的内部边缘在没有切割纤维的情况下制造，由此提高密封唇部的质量，密封唇部形成门式框架和舷窗的接合件之间的接合部。

附图说明

参考附图，本发明的其它特征和优点将从本发明的非限定性实施方式的以下详细说明中显现，其中：

-图1a示意性示出配置成配备航空器的环形门式框架的透视图，且图1b示出所述框架的剖视图，以示出这个框架和设备的其它元件之间的不同接口；

-图2和下文示意性示出在本发明方法期间执行的各种步骤的一个优选实施方式，且尤其是：

·分别在图2a和2b中示出在一个组件中的两个子组件的布置，以限定所述两个子组件之间的槽，且在所述组件上滑动编织纤维(plaitedfiber)的管状壳体；

·在图3a和3b中示出定位夹紧器以将所述管状壳体的部分推入槽和通过在夹紧器上施加拉力使壳体的部分朝向槽的底部对称迁移；

·在图4a中示出填充组件的槽的管状壳体的部分的剖视图，所述槽的底部的曲线类似于待生产的框架内侧的曲线，在图4b中示出联接不在槽中的管状壳体的两个部件，且在图4c中示出利用工具在构成组件的子组件之一的表面之一上向下折叠所述两个部件；

-图5a、5b和5c示出不同实施方式，在所述不同实施方式中，槽的底部是直线型的且不具有任何特定曲率，以允许生产具有不同截面的框架；

-图6示出根据本发明的框架的另一实施方式。

具体实施方式

本发明涉及生产由复合材料制成的、基本圆形或优选椭圆形的环形框架10的方法，所述框架10在图1中示出。

优选地，通过执行本方法的各种步骤获得的环形框架10配置成配备航空器发动机的机身，仍更特别地是配备飞机的机身，所述机身继而有利地能够由复合材料制成。

参考图2a和2b，在所述方法的第一步骤中，套筒类型的纤维的至少一个管状壳体9滑动到组件8上，所述组件优选具有统一柱形形状且包括至少两个子组件81、82。

所述管状壳体9有利地由编织纤维构成，编织纤维例如由玻璃、聚酰胺或优选碳制成，编织纤维是干燥的或被聚合物树脂预浸渍。

由编织碳制成的管状壳体9是尤其有利的，因为所述编织物具有可控的可变形性。

而且，依据希望生产的环形框架10的周长，市场上可买到许多不同的直径。

在未在图中示出的一个有利的实施方式中，可以考虑在组件8上滑动数个叠加的管状壳体9，如图6所示。

这有利地可以依据施加的约束选择待生产的框架10的截面厚度。而且，也可以考虑堆叠数个编织管状壳体9，所述数个编织管状壳体均具有纤维的特定且互补的方位。

在管状壳体9内的纤维的方位一方面依据其上约束所述壳体9的形状的周长且另一方面依据壳体9的直径，所述形状的周长此时的情况下是组件8的周长。

因此，仔细选择不同直径的壳体9可以具有不同且互补的纤维方位，以获得近似等距的均匀组件。

在一个优选实施方式中，在将至少一个管状纤维壳体9布置在组件8上之前，所述壳体9切割成使得所述壳体具有用于环形框架10的生产的合适长度。

其上至少滑动管状壳体9且构成组件8的所述两个子组件81、82相对于彼此能够移动。概括而言，所述两个子组件82之一相对于第二子组件81被引导，第二子组件继而维持静止。

在图中示出的一个有利的示例性实施方式中，所述两个子组件包括芯轴81和相对芯轴82，在所述芯轴81上引导相对芯轴，且管状壳体9被安装在芯轴81、82的外表面上。

将理解的是，组件8的总体形状必须对应于希望利用本方法生产的环形舷窗框架10的形状。

在所述两个子组件81、82、优选芯轴81和相对芯轴82之间限定周边槽11，周边槽在环形框架10的总平面中，且当所述管状壳体在组件8上滑动时，周边槽的对称平面垂直于所述管状壳体9。

现在参考图3a和3b，以下步骤包括促使管状纤维壳体9的部分90迁移到槽11内侧。

尤其优选地，经由缩紧器12执行这个步骤，所述缩紧器尤其能够包括钓鱼线类型的连结部。

所述缩紧器12在管状壳体9外侧且基本在周边槽11的对称平面中有利地周向定位。

参考图3b和4b，在缩紧器12上施加拉力引起管状壳体9的部分90相对于所述槽11的对称平面对称地朝向槽11的底部13迁移。

尤其有利地，子组件81、82之间限定的槽11的底部13具有与待生产的框架10的形状或曲线类似的形状或曲线。

因此，在图4a至4c中示出的实施方式中，所述槽11的底部13具有与门式框架10的接合区域6的截面形状对应的截面形状。利用虚线的圆形和箭头在图4a中更特别地示意这个示例性。

继而夹紧例如芯轴81和相对芯轴82的所述两个子组件81、82，以便允许纤维壳体9的部分90保持在槽9中。

更特别地，在管状壳体9在槽11中迁移期间首先施加相对芯轴82在芯轴81上的些许夹紧，以便维持壳体11的已经在所述槽11中的部分上的压力。这个压力的施加些许对抗壳体9的运动且使得可以在成形所述壳体期间维持在所述壳体9的纤维中的张力，以防止所述壳体的任何皱折。

在操作结束处，当管状壳体9已经到达槽11的底部13时，芯轴81和相对芯轴82之间的压力增加，以便将管状壳体9阻止在其最终状态，而后当所述夹紧器12包括线材型连结部时例如通过在所述夹紧器的两个末端之一处施加简单的拉力而移除夹紧器12。

在所述方法中的这个时刻，当所述壳体9的一部分已经留在所述槽11外侧时，管状壳体9的部分90被捕获在槽11内，到槽的底部13，如图4a所示。

更特别地，存在壳体9的两个部件91、92，所述两个部件91、92中的每个包括管状壳体的末端边缘，它们在所述槽11的两侧上延伸且在所述槽的每侧上总体对称。

壳体9的所述两个部件91、92而后基本在槽11的对称平面中被一起形成联接件93。在图4b中更特别地示意这个步骤。

现在参照图4c，在所述两个子组件81、82之一上获得的所述联接件93接下来被向下折叠以形成门式框架10的柱形裙部16。在当前情况下，在示意的示例性实施方式中，联接件93被带回到芯轴81的外表面810上。

优选地，利用工具83向下折叠联接件93，所述工具具有适于形式为柱形裙部16的壳体9的构型的形状，且因此得到预制件15使得可以获得环形门式框架10。

为了完成所述框架10的生产，所述预制件15被固化。

在预制件15包括以聚合树脂预浸渍的编织纤维的至少一个管状壳体9的情形下，所述预制件15的固化通过简单的布置在允许所述树脂聚合的温度和压力条件下而完成。

在预制件15由干燥纤维构成的示例性实施方式中，通过喷射或注射聚合树脂、而后施加合适的温度和压力条件以允许所述树脂聚合而固化预制件。

可以考虑，例如，一旦所述壳体9滑动到芯轴81和相对芯轴82的组件上，在执行所述壳体9的构造步骤之前，在管状壳体9的外表面上就喷射环氧树脂喷射物。

这个在先的喷射操作有利地使得可以赋予最终所获的预制件15使得其更易于操作的机械强度，尤其是在拆卸芯轴81和82时，如果需要的在切割操作时，或在所述预制件15的模制期间。

实际上，能够利用在模具中的液体树脂的低压注射模制的过程执行用于固化预制件15的步骤。

而且，尤其有利地，可以考虑直接在模具中生产预制件15，以便能够自动化复合框架10的生产。

在一个优选实施方式中已经更具体地描述本发明，其用于生产配置成配备尤其飞机的航空器的环形舷窗框架10。

然而，本文中描述的方法并非必须理解为受限于舷窗框架的生产，且所述方法也更一般地限定新的实施方式，其尤其有利于非限定性地获得大致环形且基于复合材料制作的框架。

为此目的，图5a至5c就配置成配备航空器的框架而言以简化截面示出环形框架的制造，没有与所有应用接口的“接合区域"6的特定构造。

在这个实施方式中，槽11的底部13是直线型的，就像所述槽11的剩余部分一样。

根据本发明的方法是尤其有利的，因为能够以有限数量的操作生产环形框架10，且没有数个预制件之间的接合问题、或单一和相同预制件的两个末端之间的接合问题，只要使用纤维的连续管状壳体9，所述壳体9成形在总体柱形的芯轴和相对芯轴的组件上。

现在参照图6，能够看出根据本发明的方法的、用于生产具有不同截面的框架的实施方案，且所述截面尤其根据通过文件wo2013/139714包含的框架，即t形的框架。

这个形状不是通过在将壳体9的两个部件91、92推到槽11中之后集中且联接它们而获得，而是通过立起在这种情况下是部件92的仅一个部件而获得，以使得所述仅一个部件与在这种情况下是部件91的另一部件形成角度，同时一方面基于在合成树脂基质中的干燥或预浸渍纤维的增强材料带条9'联接到所述部件91和92，且另一方面工具83同时将带条9'压到部件91和92。部件91和联接到所述部件的带条部件9'因此构成从框架的剩余部分突伸的周边部件。

有利地，带条9'包括在芯轴81和部件91上滑动且抵靠部件92立起一半的管状壳体。根据本发明的方法因此可以生产具有t形截面的框架，所述框架没有接合区域。

应该注意到，如已经提及的，在这个图6中，壳体9被第二壳体9衬套，以便以此增加框架的厚度。当然可以重叠多于两个壳体9。