用于制造航空结构件的方法与流程

本发明属于制造领域、特别地通过采用增材制造技术制造航空结构件的领域。更具体地，本发明在飞行器的可动件和控制表面的制造中具有特别的应用。

背景技术：

可动件和控制表面是主要的飞行控制结构件，飞行器的姿态在起飞、飞行和着陆期间通过这些主要飞行结构件来控制。可动件和控制表面由于其在飞行器安全运行中的职责而采用了保证达到认证规则的高结构要求的公知制造技术来设计。例如，如果不能适当地保持控制表面的公差、尺寸或平衡，就可能导致偏离正常的飞行器运行。

简而言之，标准的可动件和控制表面设计包括：主翼梁、一组翼肋、上蒙皮以及下蒙皮。

历史上，飞行器部件都是用铝合金制成的。近几十年来，随着复合制造技术的发展，这些结构部件已经采用不同的技术比如说例如碳纤维增强塑料(CFRP)组成部分的共连结或共固化来制造。

然而，所有这些制造技术都要求各部件在执行各操作的不同阶段反复进行以独立地制造不同的组成部分，然后将这些不同的组成部分组装在一起。这是一个需要时间的过程，该过程预先决定了飞行器的生产速度。因此，最终的部件是经过一系列不同制造步骤来实现的，这增加了制造成本和时间。

因此，航空航天工业中的制造是劳动密集型、多步骤的过程，该过程需要快速、可靠和有效的制造。多个步骤与待制造的最终部件(最终使用部件)的数目相结合会导致延期，从而导致了航空工业的主要缺点。

技术实现要素：

本发明通过用于叠层制造一体式复合材料航空结构件的方法和航空结构件优选地控制表面提供了针对上述问题的解决方案。在从属权利要求中，限定了本发明的优选实施方式。

在第一发明方面，本发明提供用于叠层制造一体式复合材料航空结构件的方法，优选地，该航空结构件是控制表面，其中，该方法包括如下步骤：

a)提供增材制造工具，该增材制造工具包括沉积模具和至少一个头部，该沉积模具使空气动力表面成形，所述至少一个头部构造成在沉积模具上移动并且使纤维材料加强件和/或可熔融材料沉积；

b)将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积到沉积模具上，由此制成下部空气动力面板的至少一层；

c)将可熔融材料沉积到所述下部空气动力面板的外层的至少一部分上，由此制成芯结构件的至少一层；以及

d)将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积到所述芯结构件的至少外层上，由此制成上部空气动力面板的至少一层；

其中，步骤b)、步骤c)和步骤d)采用增材制造技术来实现。

在整个文件中，“增材制造技术”(AM)应理解为通过增加叠层的材料来制成三维物体的那些技术，其中，该材料(在增强材料的情况下，材料为可熔融材料或者基体材料)在被施加热时转变成液体，而在被冷却时凝固(或硬化)成固体。

通常，这些技术使用具有三维建模软件(计算机辅助设计或CAD)的计算机、增材制造工具(例如机械设备)和层叠材料。CAD草图是最终制成的三维物体的三维电子模型。AM工具能够从CAD文件读取数据(横截面几何形状和表面图案两者)，并通过至少一个头部将液体、粉末、板料等连续层以层叠的方式铺设或沉积来制造三维物体。

根据所使用的材料形式和机械技术，许多技术都被包含在增材制造技术内。其中，应当指出的有选择性激光烧结(SLS)、立体光刻成型(SLA)、多重喷头成形(MJM)、3D打印(3DP)或熔丝制造(FFF)。

在本发明的方法的优选实施方式中，步骤b)、步骤c)和步骤d)采用熔丝制造(FFF)来实现。

熔丝制造(FFF)是一种面向过程的制造，熔丝制造(FFF)涉及通过至少一个分度喷嘴而被注射到沉积模具上的材料的使用。喷嘴根据表面图案行进，该表面图案可以是平的或者曲线的，对于每个特定层而言，在施用下一层之前对材料进行硬化。该过程重复，直到制造物或部件完成为止。优选地，这些材料是热塑性材料或嵌入在热塑性材料内的纤维材料加强件。

在本文件全文中，按照沉积顺序，外层应当理解为在所执行的每一步骤中所沉积中的最后一层。

根据本发明，纤维材料加强件例如可以呈如下形式：纤维(非常短和/或不规则的纤维)、纳米纤维、碳填料、短纤维(长度小于1mm)或连续纤维(沿着整个丝材连续地延伸并且因此在制造时沿着部件的整个长度/宽度连续地延伸)。此外，纤维材料加强件可以是玻璃、碳、聚合物纤维或用作加强件的任何其他常规材料。

根据本发明，可熔融材料可以是热塑性材料，比如PA(聚酰胺)、PEEK(聚醚酮)、PAEK(聚芳醚酮)或PEKK(聚醚酮)，这些材料可以不增强或在使用短纤维的情况下被增强。在优选实施方式中，可熔融材料呈丝材的形式以便更好的储存和处理。

在优选实施方式中，可熔融材料是下列任一种热塑性材料：PEKK、PAEK或PEEK。更优选地，可熔融材料是PAEK或PEEK。并且更优选地，可熔融材料是PEEK。

通过将纤维材料加强件和可熔融材料的沉积协同组合，实现了轻量化设计，因为与单独采用可熔融材料相比，需要更少量的材料来满足结构要求。

在优选实施方式中，该纤维材料加强件在操作期间被沉积成更好地适应未来的载荷要求。因此，实现了具有结构装置(更精确地匹配主要载荷路径)的优化的航空结构。此外，由于附加的内部加强元件的优化，这允许节省重量。

总之，其中，根据本发明的方法制造的层叠式航空结构件具有如下特征：

■高分辨率表面，通常可熔融材料的分辨率达0.1mm，并且嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的分辨率达0.2mm；

■一旦该方法结束，空气动力面板与芯结构件之间不存在分界面，因为可熔融材料充当将芯结构件与面板连结起来的粘结剂。

该最后的无分界面的显著特征具有附加的优点，例如改善防进水问题以及脱粘(与常规的复合材料制造技术不同，常规的复合材料制造技术将芯部以粘附地方式粘结至面板)，因为航空结构件是完全一体的(最终产品是自密封式结构)。此外，由于所制成的最终航空结构件具有较好的结构性能，因此操作性增强。

关于增材制造工具，根据嵌入的纤维材料加强件，可以使用不同类型和不同数目的头部。根据本发明，增材制造工具可以具有构造成将可熔融材料沉积的一个头部和构造成使嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积的另一头部，或者只具有构造成切换待沉积的材料的一个头部。此外，纤维材料加强件可以在如下情况下被嵌入：

■进入头部之前(类似于预浸渍复合材料)，或者

■头部中的合适的位置中，或者

■部件上的合适的位置中，将纤维材料加强件和可熔融材料独立地沉积，并且一旦被沉积后，施加热以使可熔融材料熔融。

有利地，与需要高压釜、真空包装、修整等的常规复合制造技术相比，根据第一发明方面的方法允许更简单的工装。因此，实现了非经常性的成本节约。此外，由于与现有的复合材料制造技术相比，原料成品比(buy-to-fly ratio)(其理解为生产部件所需材料的质量与成品航空结构件的材料质量之间的比值)被减小，因此也节省了经常性成本。这是因为在本发明的方法中几乎不存在材料浪费。

优选地，在根据本发明的方法的步骤b)和步骤d)中，头部构造成在沉积模具上沿三个平移轴线(X、Y、Z)和/或旋转轴线(绕X、Y、Z)运动。因此，上部空气动力面板和下部空气动力面板是由不限于水平平面XY的层形成，因此具有外部空气动力形状。然而，在步骤c)中，头部优选地仅沿水平方向(X、Y)移动，并且因此，芯结构件通过一组竖向堆叠的大致平坦的层(即在XY平面中的水平层)而大致再现了空气动力表面的外部形状。

在特定实施方式中，在步骤c)与步骤d)之间，该方法还包括通过将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积到下部空气动力面板的外层的至少一部分和芯结构件两者上来覆盖芯结构件的至少一层的至少一个边缘。

由于这一步骤，制成至少一个结构元件，该结构元件是通常被称为翼梁的翼展方向上的加劲元件，该翼梁也与该结构件的其余部分成一体，因为该翼梁是通过可熔融材料被连结至面板和芯部两者。

有利地，覆盖芯结构件的至少一层的至少一个边缘的至少一个结构元件消除了芯结构件的阶梯效应(在多于一个的层被沉积的情况下)。阶梯效应是在制造期间以一定角度接近表面的结果，其中，层厚度为台阶部的高度。因此，最终的航空结构件在Z方向即大致垂直于沉积模具的方向上的机械性能也被改进。

在特定实施方式中，在步骤c)与步骤d)之间的步骤中，纤维材料加强件包括连续纤维。有利地，由于嵌入在可熔融材料内的连续纤维的高强度和刚度，这允许航空结构件具有更好的载荷承受性能。可熔融材料用作连接基体，从而允许在纤维之间的压力和剪切应力的传递。

此外，由于纤维材料加强件包括连续纤维，因此纤维材料加强件在成形过程(building process)期间可能被定向以便更好地适应未来在操作期间的载荷要求。

在优选实施方式中，在步骤c)与步骤d)之间的步骤中，纤维材料加强件全部为连续纤维。

在特定实施方式中，在步骤b)中沉积的纤维材料加强件包括连续纤维。有利地，这提高了航空结构件的载荷承受性能并减少了翘曲效应，即减少了部件由于顶层的收缩而变形，从而保持了空气动力形状。

在特定实施方式中，在步骤d)中沉积的纤维材料加强件包括连续纤维。

类似地，这提高了航空结构件的载荷承载性能并保持了航空结构件的空气动力形状。

在特定实施方式中，步骤c)包括将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积。优选地，纤维材料加强件为短纤维。

在特定实施方式中，在步骤c)中，在将可熔融材料或者将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积期间形成有无材料的中空空间。因此，制成了非均匀芯结构件。有利地，鉴于在操作期间的未来载荷路径，这允许更精确的结构件。而且，这允许节省重量。在该实施方式中，步骤c)可以在开始及结束沉积中和/或以非恒定的容积流率来执行。

在特定实施方式中，非均匀芯结构件的密度沿着航空结构件的翼展长度和/或翼弦长度而变化。

在特定实施方式中，芯结构件包括碎片型几何形状或蜂巢状几何形状。有利地，这允许高性能的芯部几何形状，从而能够改善航空结构件的声学及抗冲击应用。

在特定实施方式中，由步骤c)与步骤d)之间的附加步骤产生的结构元件是梁形结构元件，该梁形结构元件优选地是翼梁。

在特定实施方式中，该梁形结构元件是Z形翼梁，并且：

■至下部空气动力面板的外层的至少一部分上的沉积制成了Z形翼梁的下脚部，以及

■至芯结构件的至少一层的边缘上的沉积制成了Z形翼梁的腹板。

在特定实施方式中，至芯结构件上的沉积还建立了Z形翼梁的上脚部，该上脚部构造成与芯结构件的外层一起形成连续表面。

在特定实施方式中，Z形翼梁的腹板是直的，并且与上部空气动力面板和下部空气动力面板成角度，该角度与芯结构件的阶梯部对应。

在特定实施方式中，Z形翼梁的下脚部与腹板之间和/或Z形翼梁的上脚部与腹板之间的连结部包括曲率半径。

在第二发明方面，本发明提供了使用根据第一发明方面的实施方式中的任一实施方式的方法制造的航空结构件，该航空结构件优选地是控制表面。

在本说明书(包括权利要求书、说明书和附图)中描述的所有特征和/或所描述的方法的所有步骤可以以任意组合的方式被组合，但这些互相排斥的特征和/或步骤的组合除外。

附图说明

鉴于对本发明的详细描述，本发明的这些和其他特征和优点将被清楚地理解，并且参照附图根据本发明的优选实施方式，本发明将变得明显，本发明的优选实施方式仅作为示例并且不限于此。

图1该图示出了增材制造工具。

图2该图示出了根据本发明的用于叠层制造一体式复合材料航空结构件的方法。

图3该图示出了图2的方法，该方法用于叠层制造一体式复合材料航空结构件，该航空结构件附加地包括内部结构元件。

图4图4a至图4b示出了通过图2或者图3的方法制造的一体式复合材料航空结构件，该航空结构件包括非均匀芯结构件。图4c至图4g示出了非均匀芯结构件的示例。

图5该图示出了在将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积时所获得的不同优点。

具体实施方式

本发明限定用于叠层制造一体式复合材料航空结构件10的方法。该方法包括下述步骤：

a)提供增材制造工具20，该增材制造工具20包括沉积模具23和至少一个头部24，该沉积模具23使空气动力表面成形，所述至少一个头部24构造成在沉积模具23上移动并且构造成使嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件和/或可熔融材料沉积；提供纤维材料加强件并且提供可熔融材料，该可熔融材料优选地是热塑性材料或树脂，更优选地是热塑性材料；

b)将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积到沉积模具23上，由此制成下部空气动力面板11的至少一层；

c)将可熔融材料沉积到所述下部空气动力面板11的外层的至少一部分上，由此制成芯结构件12的至少一层；以及

d)将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件沉积到所述芯结构件12的至少外层上，由此制成上部空气动力面板14的至少一层；

其中，步骤b)、步骤c)和步骤d)采用增材制造技术来执行。

图1示出了在本发明的方法中可使用的增材制造工具20的实施方式。增材制造工具20包括：

■卷筒25，该卷筒25存放可熔融材料或者嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件，优选地，可熔融材料或者嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件两者都呈丝材的形式；

■沉积模具23，该沉积模具23使下部空气动力面板11或壳体的外空气动力表面成形；以及

■至少一个头部24，所述至少一个头部24构造成在沉积模具23上移动，并且同时构造成使存放在卷筒25中的材料沉积，所述至少一个头部24根据每个特定层的表面图案行进，其中，在施用后续层之前对材料进行硬化。

在实施方式中，该头部24构造成在沉积模具上沿三个平移轴线(X、Y、Z)和/或旋转轴线(绕X、Y、Z)运动。可选地，该头部24还可以构造成在沉积模具上仅沿水平方向(X、Y)移动，同时在竖向Z方向上的运动由沉积模具23执行，从而实现了所谓的2.5D(二维半)制造。该头部24和/或沉积模具的运动可以通过致动器和/或伺服器来实现，在每个方向和/或旋转轴线上各设置有一个致动器和/或伺服器。

存放在卷筒25中的材料被引导至头部24。头部24附加地包括挤出机24.1，该挤出机24.1使用扭矩及夹紧系统来给送和收回所给送的材料，以便驱动所需的待沉积的材料量。头部24还包括加热器部件24.2，该加热器部件24.2用于将可熔融材料加热达精确的温度。一旦材料被加热，材料就会被迫离开直径逐渐减小的喷嘴24.3，从而更精确地沉积材料。

在实施方式中，加热器部件24.2直接布置在喷嘴24.3中。

对于待沉积的每种材料而言，即使可熔融材料是相同的，也可能根据待沉积的材料的形式或尺寸而需要不同的温度来熔融。换句话说，可能需要不同的温度来使嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件熔融，或仅熔融可熔融材料，并且因此，可以使用多于一个的头部。出于说明性的目的，仅示出了一个头部24。

可选地，一个头部24可以包括两个容纳部，两个容纳部各自具有喷嘴24.3，一个容纳部用于驱动可熔融材料，并且另一容纳部用于驱动嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件，或仅用于驱动纤维材料加强件。

用于叠层制造一体式复合材料航空结构件10的方法

图2示意性地示出了根据本发明的用于叠层制造一体式复合材料航空结构件10的方法的实施方式。

一旦提供了增材制造工具20和所需材料，嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件就能沉积或铺设到沉积模具23上，该嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件优选地为嵌入在可熔融材料内的呈丝材形式的连续纤维。该步骤在图2a中被示意性地示出。

随着头部24遵循待制成的空气动力表面的形状在三个平移轴线(X、Y、Z)和/或旋转轴线(各自绕轴线X、Y、Z)上运动，该过程被执行。喷嘴24.3使嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的每一层2.1沉积，其中，在施用下一层2之前对材料进行硬化，并且重复这一步骤，直到所有所需的层2.1被沉积并且下部空气动力面板11被完全制成为止。出于说明性的原因，图2a至图2c中仅示出了嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的一层2.1。

在整个图2和图3中绘制有箭头，该箭头表示头部在每个步骤中的位置。这仅出于说明性的目的。

一旦制成下部空气动力面板11，可熔融材料就被沉积到所述下部空气动力面板11的外层的至少一部分上，由此制成芯结构件12的至少一层。在图2b中示意性地示出的该步骤随着头部24在两个平移轴线(X、Y)上移动而执行，因此执行2.5D制造。喷嘴24.3使可熔融材料的每一层1沉积，其中，在施用下一层1之前对材料进行硬化，并且重复该过程，直到所有所需的层1被沉积并且芯结构件12被完全制成为止。由于层1在步骤b)中被竖向地沉积或堆叠，因此，为了趋近于这些角度，可能产生阶梯效应，其中，层的厚度为台阶部的高度。因此，芯结构件通过一组竖向堆叠的大致平坦的层(即沿X、Y方向的水平层)而大致再现了空气动力表面的外部形状。

如将在图4中更详细地描绘的，执行这一步骤可能在沉积期间留有无材料的中空空间12.2。因此，制成的芯结构件12可能是非均匀的，或可以包括碎片型几何形状和/或蜂巢状几何形状。

一旦制成芯结构件12，嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件就被沉积在所述芯结构件12的至少外层上，嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件优选地为嵌入在可熔融材料内的呈丝材形式的连续纤维。在图2c中示意性地示出的该步骤如关于图2a所描述的那样被执行，其中，头部24在三个平移轴线(X、Y、Z)和/或旋转轴线(绕X、Y、Z)上运动，将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的一层2.2沉积在芯结构件12的层1上以再现上部空气动力面板14的空气动力表面的形状。出于说明性的原因，仅示出了嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的一层2.2。

喷嘴使每一层2.2沉积，其中，在施用下一层2.2之前对材料进行硬化，并且重复该步骤，直到所有所需的层2.2被沉积并且上部空气动力面板14被完全制成为止。

通过执行所描述的步骤，由此制成航空结构件10。航空结构件优选地控制表面包括两个主要方向：翼展方向，即从翼根到翼梢；以及翼弦方向，即从前缘到后缘。

有利地，由于头部24根据航空结构件10的组成部分的形状来使材料沉积(而不是如在2.5D制造中那样在水平方向沉积)，所以在上部空气动力面板和下部空气动力面板的形成中避免了阶梯效应。此外，由于航空结构件10被制成为接近其净形状(net-shape)，所以不需要进行最终的修整来达到最终的尺寸。

此外，该过程能够制造最终使用的航空结构件10，也避免了在不同制造阶段上的反复进行。因此，该过程可以理解为一次(one shot)加工过程，因为所制成的结构件一旦从增材制造工具20中取出就是最终的。

图3示出了如关于图2所描述的方法，其中，航空结构件10附加地包括内部结构元件13。在该实施方式中，分别在图3a和图3b中示意性地描绘的下部空气动力面板11和芯结构件12的构建与关于图2a和图2b所描述的步骤相同。在该实施方式中执行附加的步骤，根据该步骤，嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件被沉积在下部空气动力面板11的外层的至少一部分和芯结构件12两者上，嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件优选地为嵌入在可熔融材料内的、呈丝材形式的连续纤维。

因此，芯结构件12的至少一层1的至少一个边缘12.1由嵌入在可熔融材料内的连续纤维覆盖。在存在多个边缘12.1的情况下，这些边缘12.1可以形成芯结构件12的侧面。在图3b中，芯结构件12的边缘12.1用虚线示出。

该过程如关于图2对于步骤a)和步骤c)进行描述的那样执行。头部24在三个平移轴线(X、Y、Z)和/或旋转轴线(绕X、Y、Z)上运动，从而将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的一层2.3沉积到下部空气动力面板11的至少一部分上，并且至少部分地覆盖芯结构件12的至少一层1的边缘12.1，由此制成结构元件13。这一步骤被示意性地描绘在图3c中。出于说明性的原因，仅示出了嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的一层2.3。

喷嘴24使每一层2.3沉积，其中，在施用下一层2.3之前对该材料进行硬化，并且重复该步骤，直到所有所需的层2.3被沉积并且结构元件13被完全制成为止。优选地，所制成的结构元件13是梁形结构元件。

有利地，覆盖芯结构件12的至少一层的至少一个边缘12.1的至少一个结构元件13消除了芯结构件12的阶梯效应。

图3c中所示出的梁形结构元件13是Z型翼梁，该Z型翼梁包括：

■下脚部13.1，该下脚部13.1通过将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件2.3沉积到下部空气动力面板11的外层的至少一部分上而制成；

■腹板13.2，该腹板13.2通过将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件2.3沉积到芯结构件12的至少一层(或若干层)的边缘12.1(或侧面)上而制成；以及

■上脚部13.3，该上脚部13.3通过将嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件2.3沉积到芯结构件12的一部分上而制成，该上脚部13.3与芯结构件12的外层一起形成连续表面，如在图3c中可以观察到的。

Z型翼梁13的腹板13.2可以是直的，并且与上部空气动力面板14和下部空气动力面板11成角度，该角度与芯结构件12的阶梯部对应，或者腹板13.2可以在下脚部13.1与腹板13.2之间和/或在上脚部13.3与腹板13.2之间的连结部中包括曲率半径。

当嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件被沉积时，曲率半径应当是可取的，以避免头部24与航空结构件10的某些部件发生碰撞。

附加地，通过将嵌入在可熔融材料内的连续纤维2.1、2.2放置以制成航空结构件10的下部空气动力表面11和上部空气动力表面14，可以生产包含平滑曲率的航空结构件10，从而改善航空结构件10的空气动力表面。

图4示出了与图2(对应于图4a)或图3(对应于图4b)的制造方法对应的不同的一体式复合材料航空结构件10，该航空结构件10附加地包括非均匀芯结构件12。

如在图4a和图4b两者中可以观察到的，芯结构件12在这些实施方式中被制造成留有中空的空间12.2。该芯结构件12的附加示例在图4c至图4g中被示出。

在图4c中，芯结构件12包括碎片型几何形状。在图4d中，芯结构件12包括蜂巢状几何形状。在图4e至图4g中，芯结构件12包括密度变化的非均匀芯结构件。特别地，密度随着越来越接近航空结构件10的上部空气动力面板14和下部空气动力面板14而增加。

图5示出了单独地沉积可熔融材料与沉积嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件相组合的优点。

其中，这种组合的主要优点如下。出于说明性的目的，在每个图中示出了沉积可熔融材料与沉积嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件之间的对比，其中，在图的下部部分中，示出了仅可熔融材料的沉积，并且在图的上部部分中，示出了嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的沉积：

图5a：减小翘曲。

由于增材制造制作利用了通过温度变化而产生熔融和硬化的物理效应，热膨胀和收缩在所制成的部件中产生内应力。在大且平坦的结构件通过材料沉积来制成的情况下，由于层1的收缩，这会导致部件变形。然而，在使具有良好的热膨胀系数的纤维材料加强件比如碳纤维嵌入的情况下，嵌入在可熔融材料内的纤维材料加强件的层2.1的翘曲可以显著地减少。

图5b：桥接空隙。

在一些情况下，增材制造制作可以在不需要支承结构件的情况下生产具有特定角度的悬垂件。然而，在无支承结构的情况下，完全平坦的悬垂件仅是可能的，而悬垂件具有窄的空隙；否则，熔化的可熔融材料1的线材可能向下伸长。然而，通过嵌入纤维材料加强件2.2，该伸长率被降低，使得可以在无支承结构的情况下对较大的空隙12.2进行桥接。

该优点在制成具有中空空间12.2的芯结构件12(如在图4中所示出的那样)期间具有特别的益处，并且因此，在制成具有非均匀芯部的或包括碎片型几何形状或包括蜂巢状几何形状的芯结构件12期间也具有特别的益处。

图5c：减小阶梯效应并在Z方向上进行加强。

由于在两个水平轴线(X、Y)上的增材制造制作沉积由于角度的趋近而产生阶梯效应，通过以非平面的方式沉积用以覆盖边缘的附加层，实现了阈值的消除。附加地，由于连续纤维在其纵向轴线上具有最高的机械性能，并且可熔融材料的层1被水平地沉积，因此在Z方向(大致垂直于沉积模具)上具有较弱的载荷承受能力。然而，通过嵌入待被沉积到层2.3中的纤维材料加强件，该载荷承受能力增大，使得所制成的部件10的机械性能在所有方向上被改进。