纤维复合部件和生产方法与流程

本发明涉及一种纤维复合部件和一种用于生产纤维复合部件的方法，纤维复合部件用于航空器，特别是用于航空器机舱内部、桌面或其类似物，纤维复合部件由基体复合材料和支撑结构形成。

背景技术

纤维复合部件经常用于航空器构造中，其中已知的是由切割纤维(诸如玻璃纤维、可交联树脂和填料)组成的基体复合材料设有支撑结构。支撑结构例如可以是铝板，其胶合到固化的基体复合材料上，以形成纤维复合部件，其中，基体复合材料在这种情况下也是板状的。这种纤维复合部件也可以具有空腔或凹槽，以减小纤维复合部件的重量。因此，纤维复合部件经常用于代替铝部件，目的是减轻重量。

特别是在航空器机舱内部的纤维复合部件的情况下，在易燃性和可燃性方面存在高标准，这就是为什么通常将阻燃剂添加到在那里使用的基体复合材料中的原因。然而，这些阻燃剂的缺点在于，通过添加阻燃剂，纤维复合部件的强度显著降低。因此，含有阻燃剂的基体复合材料仅用于不必满足高强度要求的部件。另一方面，由支撑结构增强的或防火的基体复合材料的生产很复杂，因为支撑结构必须通过例如胶合连接至由基体复合材料制成的部件。通常，需要多个加工步骤，这些加工步骤由于部件和支撑结构的安装模式而仅在手动执行时是经济的。

此外，已知酚醛树脂可以用作纤维复合材料的基体的材料。酚醛树脂的优点在于它具有航空当局所要求的阻燃性能。然而，缺点是酚醛树脂，特别是在液态酚醛树脂的加工过程中和机械加工过程中，会造成健康危害，并且对生产现场的工人造成危险。这需要大量额外的健康保护和工作安全措施。

技术实现要素：

因此，本发明的目的是提出一种用于生产纤维复合部件的方法，并且提出一种在展现高强度的同时允许有成本效益的生产的纤维复合部件。

该目的通过具有权利要求1的特征的方法，具有权利要求16的特征的纤维复合部件，以及根据权利要求18的特征的具有支撑结构的基体复合材料的用途来实现。

在根据本发明的用来生产用于航空器，特别是用于航空器机舱内部、桌面或其类似物的纤维复合部件的方法中，纤维复合部件由基体复合材料和支撑结构形成，其中基体复合材料由切割纤维、可固化树脂和阻燃剂形成，支撑结构由尺寸稳定的纤维复合物和/或金属型材形成，基体复合材料与支撑结构一起被引入部件模具中并且固化以形成纤维复合部件，支撑结构至少部分地与基体复合材料结合。

因此，阻燃剂被添加到由切割纤维和可固化树脂制成的基体复合材料中，使得基体复合材料由于大幅降低的可燃性而适合用作航空器机舱内部的部件。支撑结构由尺寸稳定的纤维复合物和/或金属型材形成。特别地，尺寸稳定的纤维复合物能够以可燃或易燃的方式形成。这使得尺寸稳定的纤维复合物具有高强度。在该方法的过程中，设想将尺寸稳定的纤维复合物引入纤维复合部件的部件模具中并且在部件模具中连接至基体复合材料。因此，基体复合材料在放入部件模具之前不会固化，基体复合材料在固化过程中与尺寸稳定的纤维复合物结合。因此，尺寸稳定的纤维复合物必须至少部分地被基体复合材料覆盖。如果金属型材形成支撑结构，则这同样适用于金属型材。尺寸稳定的纤维复合物至少变得阻燃的或燃烧缓慢的。同时，尺寸稳定的纤维复合物稳定基体复合材料，基体复合材料基本上形成纤维复合部件的外形。尺寸稳定的纤维复合物也可以被金属型材或多个金属型材代替，然后金属型材也与基体复合材料结合。总的说来，燃烧缓慢的或阻燃的轻质纤维复合部件以这种方式能够有成本效益地生产，因为在部件模具中连接支撑结构和基体复合材料的方法能够以自动化的方式执行。能够选择可固化的树脂，使得纤维复合部件可以由热固性或热塑性材料制成。

纤维复合物可以由纺织纤维和/或单向纤维形成。纺织纤维例如可以是纤维组织，其能够已经以预浸料的形式存在。此外，纺织纤维能够是纤维网或纤维束。纤维复合物的纤维能够至少部分地单向布置。

纤维复合物能够形成为纤维复合部件的空间定向的支撑结构，并且支撑结构能够适应纤维复合部件的载荷状况。因此，纤维复合物可以设置在纤维复合部件中或纤维复合部件上，从而能够适应取决于纤维复合部件的用途的载荷状况，使得作用在纤维复合部件上的大部分力被引入纤维复合物中。这样，能够节省基体复合材料，并且能够减轻纤维复合部件的重量。纤维复合物可以由不同的有机或无机纤维制成。例如，碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维、玄武岩纤维、氧化物纤维和金属纤维能够以织物形式同时单向地用作纤维。以这种方式，支撑结构能够在机械方面和轻质构造方面针对所需载荷状况进行优化或定制。

而且，通过将基体复合材料与纤维复合物组合使用，可以避免纤维复合物的机械加工。至少对于纤维复合物，可以使用例如具有酚醛树脂基体的纤维复合材料，以符合航空业所要求的耐火性能。通过这种方式，生产工作量显着减少。特别是，避免了为了工作安全和健康预防的额外措施，从而大大节省了成本。该方法非常适合于批量生产，同时可灵活应用，允许快速连续生产不同的航空器部件。

有利地，纤维复合物可以由碳纤维形成，其中碳纤维可以涂覆有热解碳以形成纤维复合物。碳纤维具有高强度并且可以通过涂覆热解碳而彼此连接，从而形成尺寸稳定的纤维复合物或由碳纤维制成的所谓的预成形件。因此，纤维复合物可以由cfc制成。此外，热解碳显著地增加了碳纤维或预成形件的稳定性。碳纤维也可以被热解碳完全围绕，使得碳纤维通过热解碳涂层在它们各自的相互接触点处彼此连接。由于碳纤维可以涂覆有相对较薄的热解碳层，因此在碳纤维之间将保留可以用基体复合材料填充的空间，允许在支撑结构和基体复合材料之间形成特别紧密的连接。与具有切割纤维的常规纤维复合部件相比，以这种方式增强的纤维复合部件同样就相当的部件重量而言将表现出改进的机械强度。

在该方法的过程中，热解碳可以由汽相沉积到碳纤维上。以这种方式，碳纤维可以涂覆有相对较薄的热解碳层并且以尺寸稳定的方式同时固定。此外，当由汽相涂覆时，可以根据需要以特别简单的方式调节层厚度。还可以生产具有几乎任何类型的几何形状的纤维复合物，因为相应的气体可以容易地渗透纤维复合物。优选地，热解碳可以通过cvd方法或cvi方法形成为在碳纤维上产生的沉积物。在该方法的替代形式中，热解碳涂层可以通过碳纤维上的薄树脂或沥青层的热解而在碳纤维上形成。

此外，切割纤维可以是碳纤维。切割纤维可以具有20至50mm的纤维长度并且还涂覆有热解碳。如果切割纤维不具有特定的空间取向，则可以将基体复合材料填充到部件模具中作为糊状物质。替代地，切割纤维也可以是玻璃纤维或任何其它合适类型的有机或无机纤维。

纤维复合部件可以以碳纤维含量大于50体积％的方式构造。如果根据纤维复合部件的预期用途，较高含量的碳纤维对其性能具有特别有利的影响，则这是特别有利的。而且，在这种情况下，纤维复合部件可以就体积而言特别容易地形成。

纤维复合部件也可以构造成使得碳纤维非均匀地分布在纤维复合部件内。这意味着复合部件的一些部分可以具有更高或更低的碳纤维含量。尺寸稳定的纤维复合物允许纤维复合部件内的碳纤维含量和碳纤维的空间取向被特定地设定和预定，以便影响纤维复合部件的机械性能。基体复合材料的切割纤维可以单独均匀地分布。

基体复合材料可以是半成品纤维基体产品，特别是片状模塑料(smc)或块状模塑料(bmc)。半成品纤维基体产品也可以作为由热固性反应树脂和切割纤维制成的板形面团状模塑材料存在。基体复合材料的所有组分可以完全预混合并准备加工。优选地，可以使用具有降低的收缩率和高表面质量的smc-lp(smc低轮廓)，因为这可以允许完全省略纤维复合部件的表面的进一步加工或其精加工。该半成品纤维基体产品可以通过在部件模具中的热压以特别简单的方式加工。

基体复合材料可以与支撑结构一起在部件模具中，在80巴和150巴之间(特别是在90巴和110巴之间)的压力下并且在125℃和150℃之间(特别是在130℃和140℃之间)的温度下被压缩。

优选地，可以设想，根据easacs-25.853(2003年10月17日的版本)，至少基体复合材料或smc材料是耐火的。特别地，根据上述标准，smc材料和支撑结构都可以是耐火的。

由欧洲航空安全局(easa)颁发的标准cs-25.853规定了航空器内部部件必须具有的性能，以便允许用于商业航空。该标准规定了在cs-25标准集的附录f第1部分中予以解释的标准化测试。特别地，测试样本必须具有300mm×75mm×[工作表面的厚度]的尺寸。在测试中，将测试样本置于本生灯下并暴露于火焰中60秒。必须满足以下标准：

-样本的燃烧长度(烧焦长度)不得超过15厘米(6英寸)；

-样本上点燃的火焰必须在15秒内自行熄灭；

-燃烧材料不得从样本上滴落超过3秒钟。

除了有关耐火性的测试外，标准cs-25.853还要求针对热量释放、烟浓度和毒性的额外测试。可以从上述标准(2003年10月17日的版本)中获得具体细节。阻燃剂可以是氢氧化铝。虽然该阻燃剂不利地降低了基体复合材料的强度，但是它显著改善了阻燃性能。氢氧化铝也可以作为粉末特别容易地添加到基体复合材料中。

基体复合材料可以具有聚合物基体，聚合物基体包括由氢氧化铝制成的粉末。氢氧化铝是一种特别耐火和阻燃的组分，并且增加了材料的耐火性能。因此，实现了航空当局所要求的耐火性能。

特别地，如果基体复合材料含有至少40重量％，特别是至少50重量％，特别是至少60重量％，特别是至少70重量％的氢氧化铝，则可以实现所需的耐火性能。

此外，纤维复合物可以设置在预先模具中，并且通过压制而被预稳定，优选被预固化。在这样做时，纤维复合物也被预先压实，由此甚至进一步提高纤维复合部件的稳定性。在预先模具中压制的期间，添加剂也可以添加到纤维复合物中，所述添加剂使纤维复合物或者更精确地说使各个纤维彼此粘附，从而初步地固定它们。

支撑结构可以引入部件模具中，使得基体复合材料完全围绕支撑结构。这允许支撑结构也被基体复合材料完全保护或防御火焰冲击。可选地，支撑结构也可以设置在部件模具中，使得只有支撑结构的部分被基体复合材料完全围绕。在从部件模具中取出后，可以通过机械加工切断支撑结构的未连接至基体复合材料的部分。然而，这不是必需的，因为支撑结构的这些部分也可以用于安装纤维复合部件并将其连接至其他部件。

支撑结构或纤维复合物的基体也可以含有酚醛树脂。酚醛树脂的特征在于良好的耐火性能，并且就这一点而言，满足航空当局对航空器内部部件所要求的标准。由于作为预制元件的支撑结构通过压缩被基体复合材料完全包围，因此可以加工含有酚醛树脂的纤维复合材料而不会有健康风险。成品部件也不会造成健康危害，因为可能含有酚醛树脂的支撑结构被完全包围。基体复合材料可以不含酚醛树脂。

通常，可以设想支撑结构是一件式或多件式生产的。一件式生产支撑结构有利于高机械稳定性。然而，根据支撑结构的几何形状，一件式生产可能会很复杂，由此在经济上没有吸引力。因此，在较复杂的几何形状的情况下，支撑结构的多件式生产是合适的，支撑结构的各个部分优选地在放置于部件模具中之前彼此连接。这可以例如通过胶合来进行。特别地，不需要支撑结构的各个部分之间的永久连接。在压缩期间确保支撑结构的各个部分的接触的预固定就足够了。支撑结构的各个部分的最终联结和连接通过压缩和借助于基体复合材料的结合联接来进行。

至少部分地，支撑结构可以形成限制框架内表面的框架。框架内表面可以填充smc材料或基体复合材料。例如，可以设想，支撑结构的两个部分或区段之间的表面部分以平面的方式填充smc材料。例如，在航空器桌子的情况下，使用支撑结构仅加强平面部件结构的边缘部分就足够了。部件的不会承受高机械载荷的平面部分可以仅由smc材料形成。

根据本发明的用于航空器，特别是用于航空器机舱内部、桌面或其类似物的纤维复合部件由基体复合材料和支撑结构制成，基体复合材料由切割纤维、树脂和阻燃剂制成，支撑结构由尺寸稳定的纤维复合物和/或金属型材制成，基体复合材料与支撑结构一起被引入部件模具中并固化以形成纤维复合部件，支撑结构至少部分地与基体复合材料结合。关于根据本发明的纤维复合部件的有利效果，请参考对根据本发明的方法的优点的描述。

如果纤维复合部件的密度小于2.7g/cm³，则它可以以特别有利的方式用于航空器机舱内部。在这种情况下，纤维复合部件比由铝合金制成的相同形状的纤维复合部件更轻，同时具有相当的强度。

纤维复合部件的其他实施例在引用方法权利要求1的从属权利要求中显而易见。

根据本发明，具有支撑结构的基体复合材料用于生产航空器机舱内部，特别是桌面，基体复合材料由切割纤维、树脂和阻燃剂制成，支撑结构由尺寸稳定的纤维复合物和/或金属型材制成，基体复合材料与支撑结构一起被引入部件模具中并固化以形成纤维复合部件，支撑结构至少部分地与基体复合材料结合。用途的其他实施例在引用方法权利要求1和装置权利要求13的从属权利要求中显而易见。

附图说明

在下文中，将参考附图更详细地解释本发明的优选实施例。

图1示出航空器桌子的桌面的第一实施例的侧视图；

图2示出桌面的顶视图；

图3示出桌面的第二实施例的局部剖视图；

图4示出桌面的第三实施例的局部剖视图；

图5示出桌面的第四实施例的局部剖视图；

图6示出桌面的第五实施例的局部剖视图；

图7示出桌面的第六实施例的局部剖视图；

图8示出桌面的第七实施例的局部剖视图；

图9示出金属型材的第一实施例的立体图；

图10示出金属型材的第二实施例的立体图；

图11示出金属型材的第三实施例的立体图；

图12示出金属型材的第四实施例的立体图；

图13示出桌面的第八实施例的立体图；

图14示出桌面的第八实施例的立体图。

具体实施方式

图1和图2的组合视图示出了航空器机舱内部的桌面10，所述桌面10由纤维复合部件11制成。纤维复合部件11具有由尺寸稳定的纤维复合物13形成的支撑结构12，纤维复合物13由碳纤维制成，碳纤维涂有热解碳并仅以轮廓示出。由切割纤维或碳纤维(未示出)、固化树脂和阻燃剂制成的基体复合材料14完全围绕纤维复合物13，因此纤维复合物13位于桌面10的内侧。特别地，纤维复合部件11通过以下方式形成：将尺寸稳定的纤维复合物13与基体复合材料14一起设置在部件模具(未示出)中并且随后固化在部件模具内的基体复合材料。支撑结构12基本上构造成使得可以适应纤维复合部件11的载荷状况。例如，桌面10具有两个翅片15，在翅片15处，桌面可以插入到机用厨房(galley)的引导件(未示出)中并且沿着侧边缘16滑入引导件或从引导件中拉出。

图3至图9示出了桌面的不同实施例的在侧边缘区域中的局部剖视图。图3显示了纤维复合部件17，具有在固化的基体复合材料19内的纤维复合物18。基体复合材料19完全围绕纤维复合物18并且形成侧边缘20和桌面21。

图4示出了纤维复合部件38，其中形成由基体复合材料40制成的板39，板39插入边缘型材41中，边缘型材41由纤维复合物42制成，纤维复合物42与板39结合。

图5示出了具有纤维复合物23和基体复合材料24的纤维复合部件22，纤维复合物23仅部分地连接至基体复合材料24并且设置在桌面26的下侧25上。

图6示出了纤维复合部件27，其与图3的纤维复合部件的不同之处在于，尺寸稳定的纤维复合物28是板状的并且基本上在基体复合材料29内延伸越过桌面30的整个表面。

图7示出了具有u形金属型材32的纤维复合部件31，金属型材32形成支撑结构33并且沿着桌面35的侧边缘34与基体复合材料36结合。

图8示出了纤维复合部件37，其将图3所示的支撑结构与图7中的支撑结构组合。

图9至12分别示出了金属型材43至46，金属型材可以形成支撑结构。原则上，可以使用由纤维复合物制成的型材代替金属型材43至46。

在图13和14，示出了可插入或折叠的航空器桌子的一部分，特别是桌面47。桌面47具有由框架50限制的桌表面52。框架50还包括两个框架突出物51，其用于将桌面47连接至可插入或折叠的航空器桌子的插入或折叠机构。

桌表面52优选是矩形的，并且具有平坦或平面的表面。桌面47在桌表面52的区域中还可以具有凹槽，即桌表面的壁厚减小的区域，或者具有通孔。这种凹槽或通孔例如可以用作杯架。

如在图14中清楚可见，桌表面52相对于框架50下沉或降低。因此，与框架50相比，桌表面52具有减小的壁厚。优选地设想，桌表面52的下侧与框架50的下侧齐平。总的说来，整个桌面47具有平面的下侧。降低部分53仅示出在桌面47的上侧，降低部分53由降低的桌表面52形成。

凹口54设置在框架突出物51之间。所述凹口54尤其用于为插入或折叠机构提供移动自由度。同时，凹口54允许足够的自由空间，以在插入或折叠状态下保持在可插入或折叠桌子或桌面47下方，例如用于航空器座椅靠背上的报纸保持器。

为了稳固起见，设想框架突出物51朝向它们的自由端55逐渐变细。框架突出物51的外边缘与框架50的外边缘对齐，从而导致桌面47的直的或平面的侧表面。凹口54具有基本上梯形的轮廓，凹口54在框架突出物51的自由端55之间比沿着框架50时更宽。

框架50包括四个框架部分50a、50b，连接框架突出物51的框架部分50b具有比自由的其它框架部分50更大的腹板宽度。这增加了桌面47的稳定性。

桌面47包括内部支撑结构48，其在图14中由虚线表示。内部支撑结构48设有基体复合材料49，基体复合材料49形成桌面47的复杂外形。特别地，支撑结构48包括杆、管或型材，它们由通过连续纤维增强的纤维复合材料制成，特别是由连续纤维增强的碳纤维复合材料制成。如在图14中清楚可见，支撑结构48的杆沿着自由框架部分50a延伸直到框架突出物51中。支撑结构48的杆、管或型材优选地具有矩形横截面轮廓。连续纤维优选地在支撑结构48的杆、管或型材的纵向方向上延伸。

基体复合材料49由smc材料形成。所述smc材料优选包含碳纤维复合材料，碳纤维作为长纤维非定向地嵌入聚合物基体中。smc材料不仅完全包围支撑结构48，而且还形成桌表面52和连接框架部分50b。此外，框架突出物51的外轮廓由smc材料限定。

例如，这里通过示例示出的航空器桌子的桌面47通过包括以下步骤的方法产生。

支撑结构48例如利用拉挤成型方法，特别是通过拉挤，或者通过湿法缠绕或预浸渍层压或真空灌注或其他rtm方法，由纤维增强塑料或纤维复合材料制成。纤维增强塑料优选包括碳纤维，碳纤维嵌入由环氧树脂、乙烯基酯树脂或耐火酚醛树脂制成的基体中。碳纤维是连续纤维并且可以在共同的主取向方向上取向。

支撑结构48可以制成一件式或者包括多个件，这些件至少通过相应的接合技术彼此暂时地连接。特别地，支撑结构48可以由胶合在一起的多个杆、管或型材形成。支撑结构48被预固化，并且在下一步骤中嵌入smc材料中或者放入部件模具中，部件模具优选地已经填充有或衬有smc材料。

通过将支撑结构48放置在smc材料层上，支撑结构48可以嵌入smc材料中，支撑结构48仅覆盖smc材料层的一部分。smc材料的重叠部分可以折叠并且放置在支撑结构48上。优选地，支撑结构48由此夹在smc材料层的两个部分之间，并且与smc材料一起形成预成形件。

随后将预成形件放入压制工具中。替代地，也可以设想预成形件在压制工具本身中形成。为此目的，可以将一层smc材料放入压制工具的半个工具中，该层的一部分延伸超过这半个工具。支撑结构48放入在smc材料层顶部的压制工具中。然后将该层的从这半个工具中伸出的部分折叠并放置在支撑结构48上，使得预成形件直接在部件模具中形成。

通常，支撑结构48可以嵌入多层smc材料中。具体地，支撑结构48可以放置在第一层smc材料上，并且独立的第二层smc材料可以放置在第一层和支撑结构48上，使得支撑结构48在两侧由单独的smc材料层覆盖。

有利的是，部件模具具有用于定位支撑结构48的保持装置。smc材料可以具有嵌入聚合物基体中的玻璃纤维、碳纤维和/或芳纶纤维。聚合物基体可以包括环氧树脂和/或乙烯基酯树脂和/或酚醛树脂。

优选地，smc材料根据航空法规是耐火的。例如，smc材料可以具有填充有阻燃氢氧化铝的聚合物基体。在其未加工状态下，氢氧化铝优选为粉末并与聚合物基体混合。smc材料的聚合物基体还可以包含环氧树脂和/或乙烯基酯树脂和/或酚醛树脂。

通过将支撑结构嵌入smc材料中，形成预成形件，预成形件在压制工具中被压缩。压制工具优选地具有与待生产的部件的负形状对应的工具形状。

例如，在压制工具中，在80巴和150巴之间的压力以及125℃和150℃之间的温度下进行压缩。smc材料填充压制工具的模具几何形状，并且在结构上与预固化的支撑结构48结合。因此，在支撑结构48和基体复合材料49之间形成结合连接。由此，完成的航空器部件具有整体式夹层结构，该结构由于嵌入的支撑结构48而具有高机械稳定性。支撑结构48主要用于传递载荷和吸收机械力，而由smc材料形成的基体复合材料49呈现复杂的外部的部件轮廓。

压缩的部件优选几分钟之后，特别是在1分钟至10分钟的时间内，在热压工具中固化。

一旦固化时间结束，就将完成的航空器部件，特别是上述的桌面47从热压工具中取出。