專利名稱：用于制造復(fù)合環(huán)形框架的方法和工具的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于借助樹(shù)脂傳遞模塑(RTM)技術(shù)制造復(fù)合航空機(jī) 身環(huán)形框架的方法，尤其涉及制造經(jīng)歷最終樹(shù)脂注塑步驟的預(yù)成型件的方 法步驟。
背景技術(shù)：
在航空工業(yè)中，重強(qiáng)比是基本要素，且因此已經(jīng)呈現(xiàn)從采用金屬結(jié)構(gòu) 到釆用以復(fù)合材料制造或優(yōu)化的結(jié)構(gòu)的趨勢(shì)。
在優(yōu)化所有類型的航空結(jié)構(gòu)的方法中，試圖最大限度地減小重量和集 成最多數(shù)量的零件，以便減小裝配工藝的持續(xù)時(shí)間和更小部件的處理。
在現(xiàn)有技術(shù)中的環(huán)形框架的制造基于經(jīng)過(guò)機(jī)加工的金屬結(jié)構(gòu)或成型 板材的金屬結(jié)構(gòu)進(jìn)行，用經(jīng)過(guò)機(jī)加工的零件增強(qiáng)承擔(dān)最大載荷的零件。在
成型板材金屬的情況下，通常使用的截面由兩種片材獲得 一方面，制造
Z型材，另一方面，制造被鉚接到上述截面上的角型材或babbete(見(jiàn)圖la)。 上述方法具有需要長(zhǎng)的裝配時(shí)間的缺點(diǎn)，并且所制成的重量超過(guò)當(dāng)以
集成方式制作相同截面時(shí)所獲得的重量。
本發(fā)明的目的在于，提供克服現(xiàn)有技術(shù)中的上述缺陷的方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提出一種用于制造用于航空機(jī)身的復(fù)合環(huán)形框架的方法，所述 方法借助將RTM技術(shù)應(yīng)用于具有C型和L型截面的兩個(gè)預(yù)成型件實(shí)現(xiàn)，其
特征在于，釆用第一和第二工具以如下步驟制造所述預(yù)成型件
由根據(jù)預(yù)定樣式切割的片材制備用于預(yù)成型件的結(jié)構(gòu)材料(fabric);
通過(guò)以下步驟對(duì)矩形平面層板進(jìn)行熱成形將多層片材以預(yù)定的位置
和數(shù)量放置到第一工具上，并通過(guò)施以壓力和溫度，使得所述片材僅僅局 部相互附著，即，不是在它們的整個(gè)表面上附著，而僅僅沿著設(shè)置單向帶狀加強(qiáng)筋的縱向帶附著；
對(duì)來(lái)自預(yù)定尺寸的所述平面層板片段的直角截面層板進(jìn)行熱成形，所 述過(guò)程通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)在第一工具的直角截面的部分上切割，將打算 成為具有C型或L型截面的預(yù)成型件的凸緣的部分設(shè)置在其頂側(cè)上，將一個(gè)
縱向邊緣固定在所述工具上，并使得其余部分不受約束；將彈性膜放置在 所述工具上，并施加溫度和真空循環(huán)處理；
通過(guò)使在第二彎曲工具上的所述直角截面的層板迸行變形并施加溫 度和真空循環(huán)處理，將所述預(yù)成型件在所述第二彎曲工具上熱成形為C型 和L型，所述變形包括在C型預(yù)成型件情況下的第二凸緣的彎曲。
本發(fā)明還涉及所提及的兩種工具。
所述第一工具由結(jié)合在一起的中心模塊和兩個(gè)側(cè)模塊制成，以便制作 所述預(yù)成型件的層板以及借助交疊進(jìn)行樣式的縱向連接，且它們被分離以 進(jìn)行對(duì)直角截面的層板進(jìn)行熱成形的步驟，且加熱頭用于施加對(duì)平面層板 進(jìn)行熱成形的步驟的壓力和溫度。
所述中心模塊具有加熱元件、真空入口和具有氣動(dòng)致動(dòng)器的壓緊板， 所述壓緊板被設(shè)置在用以對(duì)直角截面的層板進(jìn)行熱成形的中心模塊上。
所述第二工具包括彎曲的陽(yáng)模塊以及多個(gè)彈性帶，所述陽(yáng)模塊以榫接 分別定位L型或C型層板的一個(gè)凸緣或多個(gè)凸緣，所述彈性帶用于在它們的
熱成形過(guò)程中固定所述層板。
借助本發(fā)明的方法，便于制造隨后將以RTM方法注塑的環(huán)形框架預(yù)成
型件，其具有下列優(yōu)點(diǎn)
具有復(fù)雜的幾何形狀且為一體的環(huán)形框架被制造，符合任何結(jié)構(gòu)所期 望滿足的目標(biāo)；
通過(guò)增加尺寸精度解決僅僅一側(cè)表面加工的問(wèn)題，而不會(huì)使半徑有任 何減小，這是因?yàn)闆](méi)有使用高壓釜；
改善厚度控制(實(shí)現(xiàn)公差S0.2mm)，而不論這些厚度可能是什么值， 并因此獲得在交疊的環(huán)形框架的外凸緣和縱梁之間的良好匹配；
所述過(guò)程是重復(fù)性的，并具有短的固化周期時(shí)間，減少了所述制造過(guò) 程的持續(xù)時(shí)間。
本發(fā)明的其它的特征和優(yōu)點(diǎn)將從下面參考附圖進(jìn)行的示例性實(shí)施例
5的詳細(xì)描述中獲知。


圖la示出由金屬制成的環(huán)形框架的截面，圖lb示出由借助本發(fā)明的方
法對(duì)象所制造的復(fù)合材料制成的環(huán)形框架的截面。
圖2a是用于本發(fā)明的方法對(duì)象中的第一工具的透視圖。
圖2b示意性地示出用于本發(fā)明的方法對(duì)象中的第一工具的部件。
圖3示意性地示出用于對(duì)本發(fā)明的方法對(duì)象的平面層板進(jìn)行熱成形的
步驟的不同階段。
圖4示意性地示出在平面層板中制成的切口 ，以便獲得具有C型或L型
截面的預(yù)成型件所需要的尺寸的層板。
圖5示意性地示出用于對(duì)本發(fā)明的方法對(duì)象的平面層板進(jìn)行成形的步 驟的不同階段。
圖6示意性地示出用于對(duì)具有C型或L型截面的預(yù)成型件進(jìn)熱成形的
步驟的不同階段。
圖7示出用于本發(fā)明的方法對(duì)象中的第二工具的示意性截面圖。 圖8和圖9示出所述第一工具的中心模塊的示意性截面圖。
具體實(shí)施例方式
下面描述根據(jù)本發(fā)明的用于以復(fù)合材料制造航空機(jī)身環(huán)形框架預(yù)成 型件的方法的實(shí)施例。
待制造的截面由C型材11和L型角鐵13制成，其由結(jié)構(gòu)材料制成， 并由下凸緣15上的單向的帶狀物加強(qiáng)，以增加慣性力矩，并因此提高了 剛度。釆用本發(fā)明可以獲得長(zhǎng)達(dá)8米、具有高達(dá)250mm的曲率半徑的環(huán) 形框架。
該方法的進(jìn)行以制備制造層板所需的材料幵始；從切割過(guò)程所獲得的 樣式以每個(gè)幾何尺寸成組制造，以使得切割機(jī)僅僅工作一次，從所述材料 的每一塊上獲得所需的樣式。借助該方法，不需要識(shí)別每一個(gè)零件，而只 需逐步地取每個(gè)幾何形狀的所需數(shù)量的片材，以制造層板。
對(duì)于其零件，提供C型和L型預(yù)成型件(在每種情況下具有合適的尺寸)的層壓工具21，將側(cè)模塊23連接到中心模塊25?？v向夾條27被 固定，定位到側(cè)模塊23上的進(jìn)行層壓的區(qū)域中(兩個(gè)側(cè)模塊23中的任意 一個(gè)對(duì)于此是合適的)。
為了開(kāi)始層壓層板41，去除工具21的頂部的壓緊板29。然后，將片 材30的矩形樣式以+/- 45。設(shè)置在中心模塊25和選擇用于制造的側(cè)模塊23 的夾條27之間，所述中心模塊25和側(cè)模塊23與所述樣式縱向交疊。其 中所涉及的所述層的輪廓尺寸、偏置、切割和交疊標(biāo)記的測(cè)量借助激光投 射器所表示。為了集成加強(qiáng)筋并使片材30交疊直到獲得所述環(huán)形框架截 面的整個(gè)長(zhǎng)度，以加熱頭31施加壓力和溫度，所述加熱頭31可以在臺(tái)33 的側(cè)部上的導(dǎo)向裝置上移動(dòng)。在層板41上方的加熱頭31的降低通過(guò)手動(dòng) 控制的氣動(dòng)致動(dòng)來(lái)完成。加熱器可以圍繞Z軸旋轉(zhuǎn)+45°、 +90°、 -90°、 -45°， 以便能夠在情況允許時(shí)附著單向的帶狀物或交疊的加強(qiáng)筋。 一旦層板41 加工完成，則其在被標(biāo)記的區(qū)域被切割，以白色標(biāo)記標(biāo)示每一個(gè)所形成的 部分和對(duì)稱軸，于是，清楚地，同時(shí)從同一層板41制造四個(gè)環(huán)形框架43、 45、 47、 49。
按照?qǐng)D5所示的步驟，在層壓工具21中進(jìn)行對(duì)C型和L型預(yù)成型件 進(jìn)行直熱成形。首先，設(shè)置分離膜53，以使得起始層板51(具有對(duì)所涉及 的C型和L型預(yù)成型件進(jìn)行熱成形所需的尺寸)沒(méi)有附著到彈性膜55，并 沒(méi)有對(duì)材料造成污染。然后，設(shè)置壓緊板29，所述壓緊板29通過(guò)氣動(dòng)致 動(dòng)器迅速被固定到中心模塊25上的凸出物上，所述中心模塊25的懸臂僅 交疊在層板41的10mm的縱向帶上，并在其上充分按壓，以使得其不能 被彈性膜55所拖曳。由于層板51具有在待加熱的區(qū)域上厚度可變的縱向 加強(qiáng)物，所以壓緊板29必須是不連續(xù)的，以便連接到不同的高度。 一旦 壓緊板29處于合適的位置，則側(cè)模塊23被小心地去除，以便不拖曳之前 生成的層板41，并設(shè)置具有彈性膜55的環(huán)形框架。將這種彈性硅樹(shù)脂膜 真空變形，承受作為工作溫度的120。的溫度，并延長(zhǎng)約400%。然后，在 一切裝配完畢之后，進(jìn)行熱成形(溫度+真空)處理。溫度通過(guò)熱成形工 具21施加。中心模塊25具有內(nèi)嵌在其中的電阻61,以對(duì)層板51進(jìn)行加 熱。在熱成形的過(guò)程中，這些電阻加熱支撐層板51和5mm(最多)垂直區(qū) 域的水平區(qū)域。為了防止垂直區(qū)域被加熱，F(xiàn)V材料63被設(shè)置在所述工具參考，局部待達(dá)到的溫度是IO(TC (公
差士5。C)持續(xù)20分鐘。真空處理通過(guò)工具21的臺(tái)33進(jìn)行，臺(tái)33以鋁蜂 窩板形式制成，且真空入口被置于中心模塊25下面，所述中心模塊25與 橫向支路67縱向榫接。
為了進(jìn)行第二個(gè)熱成形循環(huán)，采用用于C型和L型預(yù)成型件的彎曲 的熱成形工具55。在之前的步驟中所獲得的直角截面的層板51被置于對(duì) 應(yīng)于C型和L型預(yù)成型件的熱成形部件55上，手動(dòng)使它們變形，以便將 它們連接到陽(yáng)部件55，而沒(méi)有折痕，將之前步驟中成型的凸緣首先放置到 榫眼59中，然后，使得所述層板的其它部分與所述工具配合，這意味著， 在C型預(yù)成型件的情況下，除去彎曲變形之外，對(duì)其它的凸緣進(jìn)行熱成形 所需要的變形也必須采用榫眼60進(jìn)行。
然后，將分離膜放置到所述預(yù)成型件上，出于理想連接的目的而進(jìn)行 必需的切割，且都以具有緊固夾73的彈性帶狀物71來(lái)固定，防止在半徑 和梁腹(web)中出現(xiàn)折痕?？刂茻崤嘉挥谒鲱A(yù)成型件中的每個(gè)上，并處于 在第一直熱成型循環(huán)中成形的凸緣中間，進(jìn)入深度為大約5mm。最后，由 在金屬基板77 (是鋁的)上的鋁金屬片材75所形成的工具55，將被放入 熱成形機(jī)(溫度+真空處理循環(huán))。
一旦所述預(yù)成型件被成型，則多余的部分將被切掉。
在裝配中，如果必需將所述環(huán)形框架的外凸緣連接到平坦的支撐件， 例如覆蓋層，可以制造被置于所述環(huán)形框架上的楔形附件，通過(guò)以烙鐵施 加熱量，將它們連接到所述凸緣。
在此，所述預(yù)成型件易于通過(guò)被稱作RTM注塑的方法實(shí)現(xiàn)完全集成 的截面的環(huán)形框架。
在由所附權(quán)利要求所限定的范圍內(nèi)包含的任何修改可以被引入到上 述優(yōu)選實(shí)施例中。
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權(quán)利要求
1. 一種用于制造用于航空機(jī)身的復(fù)合環(huán)形框架的方法，所述方法借助將樹(shù)脂傳遞模塑技術(shù)應(yīng)用于具有C型和L型截面的兩個(gè)預(yù)成型件實(shí)現(xiàn)，其特征在于，采用第一工具(21)和第二工具(55)以如下步驟制造所述預(yù)成型件a)由根據(jù)預(yù)定樣式切割的片材(30)提供用于預(yù)成型件的結(jié)構(gòu)材料；b)通過(guò)以下步驟對(duì)矩形平面層板(41)進(jìn)行熱成形將多層片材(30)以預(yù)定的位置和數(shù)量放置到第一工具(21)上，并施以壓力和溫度，使得所述片材(30)在局部區(qū)域中相互附著；c)對(duì)來(lái)自預(yù)定尺寸的所述平面層板(41)片段的直角截面層板(51)進(jìn)行熱成形，所述過(guò)程通過(guò)以下步驟實(shí)現(xiàn)在第一工具(21)的直角截面的部分上切割，將打算成為具有C型或L型截面的預(yù)成型件的凸緣的部分設(shè)置在其頂側(cè)上，在第一工具(21)上固定其縱向邊緣，并使得其余部分不受約束，將彈性膜(55)放置在第一工具(21)上，并采用溫度和真空循環(huán)處理；d)通過(guò)使在第二彎曲工具(55)上的所述直角截面層板(51)變形并采用溫度和真空循環(huán)處理，將所述預(yù)成型件在所述第二彎曲工具(55)上熱成形為C型(11)和L型(13)，所述變形包括在C型預(yù)成型件情況下的第二凸緣的彎曲。
2. 根據(jù)權(quán)利要求l所述的用于制造用于航空機(jī)身的復(fù)合環(huán)形框架的方 法，其特征在于，用于片材(30)的預(yù)設(shè)樣式包括處于+/-45°的矩形樣式 以及用于凸緣的單向的帶狀加強(qiáng)筋。
3. —種用于進(jìn)行權(quán)利要求l-2所述的方法對(duì)象的步驟b)和c)的工具 (21)，其特征在于，其包括中心模塊(25)和兩個(gè)側(cè)模塊(23)，所述中心模塊(25)和兩個(gè)側(cè)模塊(23)被連接在一起以進(jìn)行步驟b)，并且被 分離以迸行步驟c);以及加熱頭(31)，所述加熱頭(31)用于進(jìn)行步驟b) 的壓力和溫度的施加，所述中心模塊(25)在其內(nèi)部具有加熱部件(61)， 用于進(jìn)行步驟c)的真空入口以及具有氣動(dòng)致動(dòng)器的壓緊板(29)，所述壓 緊板(29)被設(shè)置在中心模塊(25)上，以在步驟c)的過(guò)程中固定層板(51)。
4. 一種用于進(jìn)行權(quán)利要求l-2所述的方法對(duì)象的步驟b)和c)的工具 (55)，其特征在于，其包括具有榫眼(59,60)的彎曲陽(yáng)模塊，所述榫 眼(59,60)用于分別對(duì)L型或C型層板(51)的一個(gè)凸緣和多個(gè)凸緣定位； 以及多個(gè)彈性帶(71)，用于在熱成形過(guò)程中固定所述層板。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種用于制造用于航空機(jī)身的復(fù)合環(huán)形框架的方法，所述方法借助將樹(shù)脂傳遞模塑技術(shù)應(yīng)用于具有C型和L型截面的兩個(gè)預(yù)成型件實(shí)現(xiàn)，采用兩個(gè)工具(21，55)以如下步驟制造所述預(yù)成型件制備材料；對(duì)矩形平面層板(41)進(jìn)行熱成形；對(duì)在第一工具(21)的直角截面的一部分上的直角截面(51)的層板進(jìn)行熱成形，放置彈性膜(55)，并采用溫度和真空循環(huán)處理；通過(guò)使在第二彎曲工具(55)上的直角截面(51)的所述層板進(jìn)行變形并采用溫度和真空循環(huán)處理，將所述預(yù)成型件在所述第二彎曲工具(55)上熱成形為C型(11)和L型(13)。本發(fā)明還涉及所述工具(21，55)。
文檔編號(hào)B29C70/22GK101448629SQ200580052558
公開(kāi)日2009年6月3日 申請(qǐng)日期2005年12月29日 優(yōu)先權(quán)日2005年12月29日
發(fā)明者佩德羅·諾格羅萊斯·維涅斯, 赫蘇斯·曼努埃爾·馬丁·馬丁, 阿基利諾·加西亞·加西亞 申請(qǐng)人:空客西班牙公司