经过30多年的发展，原位固结技术有望消除紧固件和热压罐，实现集成的多功能机身。

由FIDAMC、Accudyne Systems和AutomatedDynamics（现为TSS Albany的Trelleborg）（从左至右）原位固结的热塑性复合材料零件。上图为TSS Albany的现场固结热塑性复合材料尾梁结构。

 

60多年来，复合材料一步一步地进入商用飞机。在每一个阶段，他们都证明了自己能够形成具有所需强度、刚度和几乎不存在缺陷（表面孔隙率和看不见的内部空隙）的越来越关键的飞行部件，这些缺陷可能是随着飞机老化而导致未来损坏的根源。直到最近，通过真空袋固结和通常在固化过程中在高热压罐中暴露于高温和高压下数小时的组合，保持了接近无孔隙的标准（<1%的孔隙率）。近年来，烘箱可固化树脂（可以在没有热压罐的情况下固结到可接受的空隙含量的系统）的开发有助于缩短固化周期，并且由于烘箱的操作成本低于热压罐，因此减少了生产零件所需的时间和费用。同时，自动纤维缠绕、自动胶带铺设（ATL）和自动纤维铺设（AFP）设备在许多应用中取代了手工铺设，大大提高了零件层压的速度。尽管这些系统配备了在放置后立即压缩材料的辊，以确保粘合并避免形成会产生空隙的气穴，但层压板的固结通常仍发生在两步过程的第二步中，即在真空袋下、在热压罐、烘箱或其他加热设备（如加热工具）中。这种技术状态持续存在，至少部分是因为今天经过认证的航空复合材料主要是基于热固性的。

 

还有一种选择。事实上，这种情况已经存在了几十年。被称为原位固结，意思是就地固结。关键是使用热塑性基质，而不是热固性基质。热塑性材料在加热到熔化温度时是液体，在冷却时固化，但不需要像热固性材料那样交联。然后，热塑性复合材料（TPC）的固结可以通过将浸渍的增强件快速加热到热塑性聚合物基体的熔融温度，然后在将胶带或丝束放置在工具和/或先前放置的层压板上时施加压力来实现。真正的原位固结（ISC-in-situ consolidation）是一个一步到位的过程——在纤维铺设或胶带铺设完成后，不需要进一步的加热或加压步骤。

 

消除制造过程中一个完整而昂贵的步骤的影响是如此重要和明显，以至于人们可能会问，为什么不是每个人都已经在做了？首先（还有其他原因有待讨论），航空航天业为变革付出了非常高昂的代价。材料替换不可避免地需要大量且昂贵的测试和重新认证。

两步固结热塑性复合材料是原位固结的替代方案，如图所示，通过NLR制造的航空发动机挂架结构（左）和GKN Fokker制造的用于飞机尾部的长桁加劲扭箱部件（右）。

 

也就是说，两步合并的TPC已经在选定的飞机应用中使用。尽管它们的加工温度远高于热固性材料——接近400°C，而初级结构为180°C/350°F——但它们的循环时间要短得多，因为TPC只需要冷却而不需要交联。热塑性塑料本身也是坚韧的，不需要特殊的配方来提供飞机应用所需的抗疲劳性。此外，由于热塑性塑料可以重新加热和改造，因此可以进行焊接（这是一种节省成本、无紧固件的组装选择）。随着飞机行业追求的材料和加工选择将使生产速度达到至少60架飞机/月，并支持下一代飞机所需的数字化制造、多功能结构和可持续性，TPC已成为领先者。在最近完成的大型飞机示范项目中，TPC是首选材料，这一比例令人印象深刻。

 

在这个由两篇文章组成的系列文章的第一篇中，CW探索了ISC TPC结构的历史，纪念了为这一步技术奠定基础的近四十年的发展。

 

早期原位

TPC航空结构的开发始于20世纪80年代的荷兰。Fokker Aerostructures（Hoogeveen）和Fokker Technologies（Papendrecht）——现在都是GKN Aerospace（Redditch，UK）的一部分——开始与材料供应商TenCate，现在是Toray Advanced Composites（TAC，Nijverdal，Netherlands）合作，“为A330/A340和A380设计了“J-nose”机翼前缘，”荷兰航空航天中心（NLR，Amsterdam）结构技术部的复合材料高级科学家亨利·德·弗里斯（Henri de Vries）回忆道。作为一家支持荷兰航空航天业的研究机构，NLR开始与福克和TenCate/TAC合作，现在被吹捧为航空业TPC知识的伟大宝库之一。

 

德·弗里斯继续说道：“1986年，我们有一台高温热压罐，Fokker有冲压成型和电阻焊接设施，TenCate有能力制造平板。”。玻璃纤维/PPS“ J-nose”机翼前缘技术是利用模压肋和热压罐固化蒙皮开发的。虽然这些不是ISC结构，但它们是第一批飞行的TPC结构，并率先使用了电阻焊，德弗里斯说，这一工艺“在当时是独一无二的”。

 

在大西洋彼岸，Automated Dynamics（美国纽约州尼斯卡尤纳，现为瑞典特雷堡特雷堡集团的一部分）于1985-86年开始了其第一个TPC项目。自动化动力公司总裁Robert Langone表示：“这是一笔由美国陆军资助的小型企业创新研究拨款，用于开发直升机主旋翼桨叶翼梁。”。“原位固结从一开始就是一个焦点。”使用热氮气炬将热塑性塑料加热到其熔融温度。几年后，该公司开发了一种用于压实的加热压实机。当它从帝国化学工业（ICI）复合材料公司（Imperial Chemical Industries，ICI）获得人员和技术时，质量进一步提高。帝国化学工业复合材料公司是Victrex（Cleveleys，Lancasthire，英国）聚醚醚酮（PEEK）的原始开发商，也被称为单向（UD）胶带预浸料形式的APC-2，这种材料至今仍在使用。

 

朗戈内（Langone）指出：“我们成立的目的是销售机械，但到了20世纪90年代初，我们每天都在生产现场固结的圆柱形零件。”。1994年，Automated Dynamics将其第一个基于关节臂的ISC工作站出售给美国航空航天局兰利研究中心（美国弗吉尼亚州汉普顿），到20世纪90年代末，该公司已完全投入到石油和天然气行业ISC零件的工业生产中。其中包括天线屏蔽、测井套管、塞子、管道、压力容器等，由玻璃、芳纶和/或碳纤维（CF）和一系列基质材料制成，包括PEEK、聚乙烯（PE）、聚丙烯（PP）等。

 

德·弗里斯指出，Accudyne Systems股份有限公司（美国纽瓦克）也是ISC的先驱，“第一个表征工艺窗口并开发出柔性压头，以在材料冷却时保持材料上的压力。”这一点很重要，因为PEEK、聚醚酮酮（PEKK）和PPS作为半晶体聚合物，开发出晶格结构，在冷却时赋予它们显著的机械性能和耐化学性。和自动化动力学一样，Accudyne的第一项工作依赖于热气炬和加热鞋。

Accudyne在CF/PEEK圆柱体中实现了热压罐级别的性能，最大的圆柱体（如图所示）直径为152厘米。

 

Accudyne Systems销售和营销副总裁迈克·斯穆特（Mike Smoot）表示：“人们几乎可以说，Accudyne围绕原位整合TP零件的工作始于杜邦。”。在20世纪80年代和90年代，Accudyne的几名员工是杜邦先进材料集团的一员。“在那段时间里，”他继续说道，“我们开发了一种热塑性塑料铺放头，并将其放置在标准的细丝缠绕机上。红外灯加热进入的丝束，热靴将材料引导到零件上，热气炬加热沉积区域，冷却的压辊冷却熔融的聚合物。非接触式红外传感器测量进入丝束和沉积区域的温度，相应地调整热装置，使其保持在所需的PEEK或PEKK工艺规范范围内。”

 

杜邦公司的工作使其参与了20世纪90年代初的国防高级研究计划局（DARPA）项目，该项目使用IM7碳纤维/ACP-2 UD胶带建造直径610毫米（24英寸）、厚度16毫米（0.629英寸）的环肋圆柱。斯穆特说，当在5500磅/平方英寸的水下测试时，ISC圆柱体的孔隙率小于1%，并且在其设计载荷的3%以内失效。这一成功为各种零件开辟了其他开发机会，包括用于化学处理的环和轴承、声纳外壳、手持式火箭发射管、直升机俯仰连杆和用于高速永磁转子的密封环。

 

从1998年到2012年，Accudyne在开发一种原位层压机方面做了大量工作，该机可以处理76毫米（3英寸）宽的胶带或6.35毫米（0.25英寸）丝束的12个端部。最初的工作集中在简单的平板上，但最终产生了一个能够生产具有轻微弯曲、衬垫、脱落、钛蜂窝芯和TPC加劲肋的面板的适形封头。

 

斯穆特说：“这些是基于龙门架的系统，使用热靴、热辊、红外线灯、气炬和冷冻辊来处理热塑性胶带，并将其自动放置在1米乘1米的旋转台上。”。“Accudyne为Fiberforge的第一台RELAY机器生产了一个类似的旋转台，可以将胶带放置在任何必要的角度。”现已倒闭的Fiberforger（Glenwood Springs，CO，US）将其RELAY技术出售给Dieffenbacher（Eppingen，Germany）。Accudyne使用现场层压机制造了数百块面板，并通过开孔压缩（OHC-open hole compression）、短梁剪切（SBS-short beam shear）和许多其他测试对层压板进行了表征，实现了89-95%的热压罐复合材料性能。斯穆特指出：“头部可以以3.05米/分钟的速度原位层压CF/PEEK面板，空隙率小于2%，但很难达到1%以下的空隙率，部分原因是进入的材料空隙率高达20%，表面粗糙，限制了配合层的紧密接触。”

推进航空结构的固结

到21世纪初，Fokker、TenCate和NLR在热塑性结构制造方面积累了丰富的经验，KVE复合材料集团（荷兰Den Haag）开创了感应和电阻焊接的先河。NLR不仅对从聚酰胺（PA）到聚醚酰亚胺（PEI）、PPS、PEEK和PEKK的各种热塑性塑料进行了表征，还研究了结晶度对机械性能的影响，并专注于自动化加工，包括焊接和ISC技术。

 

德·弗里斯解释道：“我们从自动化动力学气体炬加热机器开始，但后来用科里奥利系统取代了它，因为我们看到了激光加热的好处，也看到了在单机中使用红外加热的潜力。”。科里奥利复合材料公司（法国魁北克）于2000年开始生产AFP系统。科里奥利首席技术官兼董事亚历山大·哈姆林（Alexandre）Hamlyn表示：“从一开始，我们所有的机器都是为处理热塑性、热固性或干纤维材料而开发的。”。

 

NLR在ISC方面更深入的工作包括如何压缩材料，“以及如何在双曲面上压缩材料，这非常复杂，”他补充道。“我们还研究了激光光学。我们开发了一个计算机模型，来观察从筒子架到铺设材料完全固结的激光加热过程。我们与科里奥利合作完善了这一过程和设备。”德·弗里斯指出，“加热循环很复杂，因为你必须在不燃烧材料的情况下快速处理。”

 

哈姆林指出：“空中客车公司确实是开发原位固结热塑性塑料技术的主要力量。”。“它在法国、西班牙、德国和英国有许多有竞争力的项目，也在与荷兰的NLR合作。”然而，空客在TPC材料自动铺设方面的研发始于法国，由该公司位于Suresnes的首席技术办公室（CTO）领导。空中客车公司（HO）创新与发展、制造技术复合材料（法国南特）负责人西里尔·科拉特（Cyrille Collart）回忆道：“我们与科里奥利合作，将机器人AFP开发成FlashTP机器的工业解决方案。”。他指出，Flash TP机器仍在空中客车公司的TPC开发中使用，安装在技术园区EMC2，这是一个研究和技术转让中心，毗邻Cetim和位于南特的空中客车公司生产设施。

追求大型初级结构

欧洲有一个TPC发展路线图，由空中客车公司和各种国家航空航天联盟支持，例如荷兰的TAPAS1、TAPAS2和法国的民航研究委员会（CORAC）“投资未来”计划，以及德国、奥地利和西班牙的计划。这些计划与更大的泛欧合作相协调，并为其提供支持，特别是清洁天空（2008-2016年）和清洁天空2（2017-2021年），这是欧盟委员会地平线2020计划（2014-2021年）的一部分。请注意，这些是公共/私人合作（PPP）计划，旨在实现多种复合材料和金属技术的技术准备水平（TRL）6，并最终降低未来飞机生产的选择。它们还涉及欧洲几乎所有主要的航空结构供应商。

 

在展示了尺寸和复杂性越来越大的联合加固TPC蒙皮桁条结构后，这些项目现在正在向Clean Sky 2的全尺寸机身演示过渡。多功能机身演示器特别有趣，其特点是不对称的半机身设计，将于2020年使用热塑性复合材料制造。目标是将客舱、货物和飞机系统与机身集成，以减少重量和制造成本，同时增加乘客和货物的空间。

截至2018年欧洲热塑性复合材料发展路线图。

 

总的来说，法国和荷兰的TPC开发采用了两步走的方法，而西班牙则倾向于采用一步ISC。关于这些项目、项目参与者和结果的全部细节，可以在题为“热塑性复合材料示威者——欧盟未来机身路线图”的副刊中阅读。

 

INSCAPE——原位制造的碳/热塑性弯曲加筋板——由空中客车DS（西班牙马德里国防与航天局）与FIDAMC从Clean Sky 1继续开发，并将提供给Clean Sky2机身集成技术演示器（ITD）。项目合作伙伴和复合材料航空结构供应商FACC（Ried im Innkreis，奥地利）的研发总监雷内·亚当（Rene Adam）解释道：“空客DS提出的弯曲结构试图展示处理加筋板弯曲和锥形的制造能力。”。他指出，INSCAPE的方法在桁条蒙皮安装和激光加热的一步AFP原位固结过程方面与FIDAMC的方法相似（图2）。雷内·亚当说：“它补充了FIDAMC在OUTCOME项目中为半平面机翼面板安装的龙门架AFP。”。“INSCAPE通过更灵活的Kuka机械臂和不同的桁条制造工艺，以及不同的材料供应商和更快的铺放速度，解决了更高的曲率和锥度问题。”他补充道，这种类型的结构可以用于发动机短舱、机身门或机身的尾锥部分，也可以用于更高曲率的结构，如前缘、挂架、襟翼或其他活动物。

 

STELIA Aerospace（法国图卢兹）在2017年巴黎航展上展示了一款TPC机身演示机，该演示机采用焊接桁条和框架以及集成到蒙皮中的雷击保护（LSP-lightning strike protection）。

经过前十年的多次小规模演示，Automated Dynamics于2012年开发了全尺寸、整体加固、原位加固的热塑性直升机机身。

 

Automated Dynamics也在AFP期间集成了LSP专利，但它在2012年为直升机客户生产的全尺寸、整体加固的CF/PEEK机身使用了一步ISC，而不是STELIA的两步冲压和焊接方法。朗戈内指出，Automated Dynamics早在10年前就完成了亚尺度强化机身演示。他说：“长期以来，原位整合的航空航天零件一直是我们的重点，我们有许多处于示范水平。”。“其中包括传动轴、地板、机身结构和控制表面，所有这些都是现场生产的。在我们努力实现常规生产的过程中，我们的零件处于不同的验证和合格阶段。”

AFP机器开发和数字化设计

FIDAMC ISC TPC曲面面板。图为FIDAMC现场固结曲面板与集成加劲肋的制造步骤。

 

朗戈内表示，Automated Dynamics为ISC开发了激光加热，并于2015年开始销售基于激光的商业AFP系统。他指出：“今天，我们的热气系统的处理速度大约是1990年的18倍，以磅/小时为单位。”“除此之外，我们的激光加热速度快了三倍。”。

 

大约在同一时间，FIDAMC改用带有新型光学激光器的MTorres八头AFP机器。6千瓦的激光器是相同的，但该光学器件将圆形光束转换为矩形轮廓，以与所放置的胶带相匹配，与之前机器的6毫米宽的装置相比，该光学器件能够实现更宽的轮廓，从而在8根丝束的50毫米宽范围内提供热量。

ISC通过AFP。原位固结的热塑性复合材料通常使用自动纤维放置来制造。MIKROSAM的这台机器可以加工热固性、干纤维或原位固结的热塑性复合材料，后者最常用激光加热制造。

 

MIKROSAM（马其顿普里勒普）开发了一种机器，可以处理热固性或TPC结构，包括原位固结。MIKROSAM销售总监迪米塔尔·波格丹诺斯基（Dimitar Bogdanoski）表示：“根据材料的不同，我们可以实现98%的固结度和30%以上的结晶度。”。“我们已经加工了多种TPC胶带产品，包括来自Barrday、TenCate、Toho Tenax和Suprem的产品。”

 

这台机器可以铺设四到八条胶带/丝束。迪米塔尔·波格丹诺斯基说：“如果你不需要全部放置，任何丝束/胶带都可以切割。”他声称，从ATL到AFP（反之亦然）的自动换头可以在5分钟内完成。“与ATL相比，由于材料更窄，AFP的废品率更低，因此它越来越受欢迎。拥有这种更改功能可以定义哪种工艺更适合您的零件或项目，这很有用。”

 

从热固性材料更换为TPC大约需要一个小时，将与热固性材料一起使用的红外（IR）加热器更换为与TPC一起使用的3、4或6千瓦激光器，这取决于将要放置的材料的宽度。迪米塔尔·波格丹诺斯基指出：“我们甚至可以使用12千瓦的激光器，但这需要特殊许可证。”。“无论材料是PPS、PEEK还是PEKK，ISC零件的机器速度都在5米/分钟到30米/分钟之间。我们使用红外相机和内部开发的热模型，形成一个闭环来控制层压板的温度。它还包括视频监控，这是我们为保证质量而内部开发的。”MIKROSAM在2016年销售了其中一个系统，2017年销售了三个。

使用科里奥利复合材料AFP软件的模拟链科里奥利复合材料的封闭模拟链。在科里奥利AFP机器上生产的TPC零件现在受益于一个封闭的模拟链，该链包括计算机辅助设计、制造和工程 （CAD/CAM/neneneba CAE），由该公司的双向软件接口和集成实现：1）设计；2） 导入堆叠，生成纤维AFP程序；3） 将“竣工”光纤角度导出到FEA解算器；4） 结构分析；5） 有限元悬垂/成形模拟；6） 将后处理器转换为最终AFP代码；7） 导出PLM的数据。

 

在科里奥利机床上生产的TPC零件现在受益于该公司所称的“封闭模拟链”，该链集成了计算机辅助设计、制造和工程（CAD-CAM-CAE），通过该公司的双向软件接口和集成实现。Hamlyn说：“该部件从CATIA（法国Velizy Villacoublay的Dassault Systèmes）的OEM设计开始。”。“我们的CAT/CADFiber软件从CATIA导入复合材料堆叠，并为用户提供建模所有纤维所需的工具。然后它生成并优化AFP胶带/丝束路线。”

 

放置测试零件进行验证后，软件将真实的“竣工”纤维角（包括由于使用窄胶带等而产生的束滴和间隙等奇点）导出到商业有限元分析求解器（如NASTRAN、ABAQUS、SAMCEF），并实现AFP表面和结构有限元网格之间的网格映射。哈姆林说，这减少了误差，有助于数据传输以及成型模拟的建模。“这是实现设计优化自动化的第一步，”他断言。“因此，现在设计师可以通过与ANSYS（Canonsburg，PA，US）的接口进行结构分析和碰撞模拟。”后者使用实体建模而不是有限元分析壳体单元来模拟多层复合材料层压板。

 

接下来，使用AniForm（荷兰恩斯赫德）或ESI集团（法国巴黎）的PAM-FORM等程序，进行基于物理的FEM悬垂/成形模拟。哈姆林指出：“这包括成形、压实和帘布层滑移过程中的层内剪切和纤维载荷。”。因此，在从2D叠层到3D预成型件或零件的转换过程中，可以解决褶皱、间隙和纤维取向的问题，并且可以优化预成型件轮廓。他继续说道：“然后，你可以将模拟结果与真实的零件试验进行比较，以验证真正发生了什么。一旦设计被冻结，我们的软件就会与达索系统的DELMIA进行机器模拟，以检查铺设指标和机器人运动，确保AFP头能够在没有碰撞的情况下生产零件等。一旦这一切正常，我们的后处理器将把数字设计转换为机器人代码，这样AFP机器就会完全按照你模拟的方式工作。”

 

“未来工厂”

这种数字化设计和制造链以及已经在大型TPC飞机结构演示中证明的自动化与未来飞机制造的Clean Sky 2愿景非常一致，该愿景被描述为高度自动化、灵活且基于功能集成设计。热塑性塑料还提供了一种获得多功能机身的方法，尤其是当AFP和3D打印之间的界限消失时。Clean Sky 2号平台2的“创新物理集成客舱-系统-结构”计划包括大型集成机身演示。Clean Sky 2联合提案平台2的主要驱动因素是成本和重量：

 

“在不考虑发动机的情况下，制造飞机的经常性成本的50%以上是由机体、客舱和货运设备以及这些部件组装过程中所做的集成工作决定的……考虑到一架运行超过15年的短程商用飞机，仅减少100公斤的原始重量就可以节省4吨以上的燃料。因此，更轻、更高效的结构和系统为ACARE 2020愿景做出贡献的潜力是巨大的（二氧化碳排放量减少50%，这意味着2020年新飞机的燃料消耗减少50%）。”

 

通过将多个机身部件组合成数量少得多的集成的、基于TPC的模块，这些模块配备了分布式电源和系统，通过相应的机加工和组装操作，消除了无数的零件、紧固件和孔。Clean Sky 2提出，潜在的重量节省可以使燃料消耗减少两位数，并为满足未来的飞机需求提供可持续的途径。尽管仍有许多东西有待开发和验证，但热塑性复合材料似乎注定要在未来的飞机工厂中发挥作用。

热塑性复合材料结构可以消除热压罐和紧固件，但一步或两步工艺会占上风吗？

 

荷兰和法国的开发计划（例如，STELIA“拱形TP”机身），如果通过二次操作进行固结和桁条连接，声称AFP会更快。

FIDAMC和Automated Dynamics已经演示了一步ISC集成蒙皮/桁条机翼和机身结构。

图1.现场固结热塑性AFP的受控激光加热键

当热塑性预浸料带通过AFP头输送到零件上时，激光将其加热到基体的熔化温度，从而能够对先前沉积的层进行部分焊接（需要第二次固结步骤）或完全焊接（原位固结）。红外相机测量基板和传入胶带的表面温度，提供用于控制激光加热的数据。

图2.热塑性AFP激光器和光学器件

与用于热固性AFP的红外加热器的橙色光不同，用于热塑性AFP的激光发出紫色辉光。激光光学器件（如图所示）将激光从圆形横截面转换为矩形横截面，使其宽度与放置在压实辊夹点处的胶带/丝束的宽度相匹配。

图3.试图提高ISC速度的具有较低空隙含量的扁平带这些来自FIDAMC的显微照片是预浸胶带的。空隙和不规则的厚度使AFP过程中的压实效果较差。即便如此，ISC结构的固结度可以约为热压罐或热压机固结度的90%——对于初级航空结构来说，固结度足够高。但FIDAMC仍在与供应商合作，提供更高质量、更平整的磁带，以提高ISC的整合和速度。

 

在这个由两篇文章组成的第1篇文章中，CW回顾了热塑性复合材料（TPC）在商用飞机结构飞机部件中的出现和历史。特别关注的是原位固结（ISC）热塑性复合材料（TPCs），这是一种单步工艺，在该工艺中，当（通常）使用自动纤维放置（AFP）设备放置单向热塑性胶带时，施加热量和压力。以这种方式制成的结构是完全固结的，因此可以实现小于2%的空隙率和足够的机械性能。因此，不需要进一步加热或加压。

 

ISC气瓶和储罐自20世纪80年代末开始生产，ISC零件已在石油和天然气行业使用了几十年。此外，ISC飞机结构原型已经在与直升机机身一样大的组件中进行了演示。然而，目前没有一架商用飞机。

 

如第1篇文章所述，ISC在放置时完全固结层压板，在TPC冷却时实现目标空隙率和机械性能。但批评人士认为，安置/整合过程太慢，否定了单步骤工艺在整体生产速度方面的好处。更传统的两步工艺的支持者坚持认为，尽管它们需要通过烤箱、热压罐、加热工具或压机进行二次固结步骤，但它们具有更快的TPC胶带放置速度的潜力，并导致更快、更便宜的整体零件生产过程。事实上，哪种方法更快还不太清楚，每种方法的最终零件生产速度都会受到多种因素的影响。

 

“我们今天可以提供使用原位整合制造的高性能零件，”空中客车创新与发展、制造技术复合材料公司（法国南特）负责人西里尔·科拉特（Cyrille Collart）说。但未来的机身上到底会用什么呢？空客表示，这将取决于哪种技术最能满足每种应用和飞机项目的目标。

 

平衡时间和温度

在其最基本的形式中，AFP铺放头包括带进给和切割机构、压实辊和加热器（图1）。通常，红外（IR）加热器是热固性材料的标准，二极管激光器现在是TPC的标准。当热塑性预浸料带通过AFP铺放头输送到零件上时，激光将其加热到热塑性基体的熔体温度，通常高于该温度。这使得在进行第二次固结步骤的情况下，能够对之前沉积的层进行部分焊接，或者实现单步骤ISC应用所需的完整焊接。IR相机通常用于测量基板和引入胶带的表面温度。这些数据用于开环或闭环系统中，以控制激光器提供的热量。

 

AFP设备供应商Coriolis Composites（法国魁北克）的首席技术官兼董事亚历山大·哈姆林（Alexandre Hamlyn）解释道：“你走得越快，你需要的功率就越多，但太多了，你会烧掉复合材料。”。“因此，红外相机会感应到叠层温度，并在温度超出指定范围时向操作员发出警报。”他指出，科里奥利机器用于一系列零件和材料。哈姆林说：“AFP机器在零件开发和材料鉴定过程中经过‘培训’。”。“这是建立每个零件和材料的加热轮廓的地方。”这些参数保存为配方，然后由操作员选择。整个系统由中央计算机控制，提供主要飞机结构所需的高级控制。

 

Accudyne Systems（德国纽瓦克，美国）销售和营销副总裁迈克·斯穆特（Mike Smoot）表示：“加热胶带的时间越长，温度就会穿过层压板，并在下面的层压板中产生应力。”。“所以，这是温度和时间的平衡。”他指出，薄壁结构的问题不大，厚结构的问题更大，并观察到后者“在加工时会分层”。

 

荷兰航空航天中心（NLR，阿姆斯特丹）结构技术部复合材料高级科学家亨利·德·弗里斯（Henri de Vries）表示同意：“这是ISC最大的问题之一。”。“通常，需要退火来释放主要部分的热应力，但也可以通过在铺放过程中将零件保持在100°C来降低热应力。”

 

加热元件及其使用方式也可以起到纠正作用。FIDAMC（西班牙赫塔菲）工艺开发与实验室负责人费尔南多·罗德里格斯（Fernando Rodriguez）解释道：“我们可以在放置过程中使用不同轮廓的激光加热更长长度的胶带，这会导致更长的接触和加热时间，从而更好地固结和减少空隙。”。使用光纤（optical fiber ）和激光光学器件对热塑性AFP中使用的二极管激光的轮廓或形状进行了修改（见图1和图2）。哈姆林说：“这是一根从二极管源到安装在头上的激光光学器件的直径非常小的（1毫米）光纤，它将激光源从层压板上的圆形点转换为夹点处的矩形输出，这与正在铺设的光纤的宽度相匹配。”。他补充道：“我们的机器可以铺设从1/8英寸到2英寸（3.2毫米到50.8毫米）的宽度。光纤将把激光输出拉伸到2英寸（20.8毫米）宽和1英寸（25.4毫米）高。”

 

速度与空隙、结晶度和胶带厚度

影响工艺效率的一个关键特征是空隙率。Automated Dynamics总裁罗伯特·郎贡（Robert Langone）表示：“原位固结TPC零件的空隙率取决于AFP率、零件几何形状和预浸料质量。”。“大多数使用PEEK的零件空隙率为4-6%，而大多数航空航天零件的空隙率可低至3-4%。”特瑞堡生产各种ISC玻璃、碳和芳纶纤维零件，石油和天然气零件使用PEEK，航空航天零件使用聚苯硫醚（PPS）、PEKK和PEEK。他指出：“我们能做的最好的事情是1%或更低一点，但不是针对每种几何形状或每种类型的热塑性胶带。”。

 

哈姆林说：“对于复杂的零件，我们可以实现96%的固结（3-4%的孔隙率），而对于平坦的零件，孔隙率小于2%。”。“使用平板，您可以更准确地放置纤维，这有助于提高固结度。关键是我们如何设置和控制工艺窗口和高压实压实机的压力。”

 

Accudyne的斯穆特指出，他的公司在20世纪90年代的ISC开发过程中遇到了胶带质量差的问题（见上篇文章）。“你无法满足孔隙率或性能要求，”他解释道。“Accudyne必须先将胶带固结，然后用其原位层压机进行处理。通过这种方式，它能够获得3%以内的热压罐性能，甚至生产出一些超过这一性能的面板。”

 

但哈姆林指出，热塑性胶带和丝束的质量有了显著改善，孔隙率尽可能低至1%。

 

然而，FIDAMC的罗德里格斯看到了一些问题，尤其是在最近的强化机身面板演示中。“由于滚筒的作用，层压板之间的固结非常好，”他说，“但由于原材料的多孔性，每个层压板（内部）都有空隙。”他还指出了胶带厚度、宽度和树脂/纤维分布的均匀性问题。图3中的显微照片为CF/PEEK。罗德里格斯观察到：“你可以看到空隙和不规则的厚度，这会导致压实问题。”。“我们需要更均匀的厚度，”他补充道，“包括胶带的宽度和长度。”

 

尽管存在这些问题，但一步工艺中的固结度约为热压压或热压所实现的固结度的90%。罗德里格斯表示，这对于初级航空结构来说已经足够高了，但FIDAMC正在与供应商合作，包括Barrday（美国马萨诸塞州米尔伯里）、TenCate（荷兰Almelo）、Toho Tenax（德国伍珀塔尔）和Victrex（英国兰开夏郡Cleveleys），以实现更高质量的磁带和相应的整合以及原位AFP处理速度的目标。

 

另一个关键问题是结晶度，这是半结晶聚合物（如PEEK、PEKK和PPS）在从熔体温度冷却成固体时形成的有序分子结构。一般来说，较慢的冷却速率会增加结晶度，从而导致成品层压板具有更高的机械性能和耐化学性。罗伯特·郎贡认为结晶度对某些应用比其他应用更重要。“你希望满足每种应用的耐化学性和机械性能，以及零件在使用寿命内的稳定性。零件在结晶时会收缩，所以你真的希望在零件生产过程中完全做到这一点，以防止在使用过程中零件形状发生变化。”他说，目标不仅是降低零件尺寸稳定性的风险，还降低零件内残余应力形成的风险。

 

“在我看来，你不需要40%的结晶度，”德弗里斯在谈到典型的理想百分比时说。“如果你比最大值（39-40%）低5-6%，性能和耐化学性都会有一点变化。所以，35-36%就足够了，但低于这个值，性能会显著下降。”

 

关于PEEK还是PEKK在结晶度方面提供更容易的加工，也存在争议。德弗里斯（De Vries）认为PEKK在375°C和385°C的PEEK温度下加工更适合AFP，“因为加工窗口更宽。”但并非所有人都同意。有人认为PEEK可以用于机翼结构，但由于其成本较低，PEKK可以用于机身。但这也存在争议。大多数AFP设备制造 商和航空结构开发合作伙伴都在考虑这两者。

 

第三个因素是胶带厚度。在NLR，德弗里斯认为较厚的材料可以提高材料放置率，他声称可以像较薄的胶带一样处理，并进行一些工艺窗口优化。他说：“我们目前使用0.13毫米厚的标准0.25英寸宽的胶带，这是索尔维公司的认证材料。”。“但我们正在TAPAS 2项目中使用TenCate探索厚度高达0.18毫米的胶带。我们希望PEEK和PEKK都能达到0.25毫米的厚度，但很难获得高质量的胶带。”

 

一步流程还是两步流程？

尽管大型ISC TPC零件显然是可能的，但GKN Aerospace（英国Redditch）Fokker业务（荷兰Papendrecht和Hoogeveen）的航空结构研发主管阿恩特·奥夫林加（Arnt Offringa）认为，“原位固结的挑战是实现高铺设速度。”ISC在气缸、储罐和管道应用中取得了成功，部分原因是其几何形状适合一步加工。他解释道：“对于管状形状，可以获得高速度，因为在铺层过程中可以对纤维施加张力。”。

 

NLR的德弗里斯补充道，“Automated Dynamics很早就在圆柱体中实现了这一点，因为在每45°和90°的帘布层上，它就像一个环箍，施加环箍应力，防止固结，同时缓解热应力。”

 

福克是唯一一家拥有TPC机身零件在生产飞机上飞行的一级供应商，但这些零件是用热压罐或压力机制造的。奥夫林加、德弗里斯以及TPC初级结构开发中的大多数荷兰和法国合作伙伴都是航空结构特遣队的一部分，该特遣队更喜欢非圆柱形TPC零件的两步工艺。

 

当开发TPC结构的一个经常被引用的驱动因素是比当前热固性材料更快的循环时间时，为什么要使用热压罐？德弗里斯说：“因为在AFP中平衡速度和质量仍然相当困难。”。“你走得越快，你的质量就越差，但零件就越便宜。”因此，第二个热压罐步骤可以让你达到快速AFP速度，同时仍然满足所需的空隙率。

 

“我们正在开发一套加工技术，包括热压罐和非热压罐，”奥夫林加说。尽管热压罐和热压同时施加热量和压力，但奥夫林加将更快、更简单的压制选项与热压罐替代品进行了分类。“基本上，冲压成型是一种非热压罐工艺。我们正在朝着更复杂、更大的结构迈出这一领域的下一步。同时，热压罐工艺也有一席之地，尤其是对于具有集成设计功能的大型、强弯曲产品。选择哪种工艺取决于几个因素，如成型率、零件尺寸和零件复杂性。”

 

哈姆林强调，两步TPC的第二步不像热固性复合材料那样繁琐、昂贵和耗时。尽管仍然需要真空装袋，并且必须在真空下留出足够的时间，将初级结构的孔隙率降低到<2%的要求，但“时间不如热固性结构的时间多，”他说。“今天，你要花4-8个小时加热一个巨大的工具，然后花8个小时聚合热固性预浸料，然后冷却。对于热塑性塑料，你不是在聚合。你加热30分钟，达到400°C，再保持几分钟，而不是几个小时，然后冷却下来。”他指出，也有对加热工具的研究，这可能会进一步加快循环时间。

 

哈姆林总结道：“我们不进行原位固结，而是在不减缓（与热固性AFP速度相比）的情况下实现尽可能高的固结。我们可以在层间实现1-3%的孔隙率，然后进行短的真空装袋循环。”。

 

德弗里斯对此表示赞同，并指出ISC AFP比率与第二步完成整合的流程之间仍存在明显差距。“对于原位固结的热塑性复合材料，我们可以以60-100毫米/秒的速度铺设，但如果我们尽可能快地铺设，然后在热压罐后铺设，速度为600-700毫米/秒。”

 

为ISC TPC辩护

 

Automated Dynamics的罗伯特·郎贡承认，使用高压釜进行两步固结也简化了认证，因为这与目前用于热固性复合材料机身的工艺基本相同。也就是说，朗格尼坚定地站在ISC一步到位的阵营中。他说，通过激光加热，TPC零件的生产速度可以接近热固性零件。“在许多情况下，你会遇到二次速度问题，如管理结晶度、AFP工具的惯性以及机器人系统的加速和减速。”他指出，实际零件生产速度不仅仅是基于最大机器速度。他解释道：“你还必须处理零件的复杂性、纤维方向、帘布层的堆积和脱落以及停止和重新启动，以产生接近净形状并减少浪费。”。无论材料是热固性的还是热塑性的，这些问题都会减缓生产。

 

此外，罗伯特·郎贡认为，真正的优势在于消除第二步的好处：“第二步整合会损害零件的整体经济性，”他说。“我们使用标准工艺预制桁条、肋和舱壁，将其放入工具/心轴中，然后在顶部放置纤维。由此产生的现场固结、集成结构是Trelleborg（总部在瑞典的一家全球性公司）的关键能力之一，因为您可以在没有粘合剂或紧固件的情况下生产结构。”尽管焊接也消除了粘合剂和紧固件，但与ISC相比，这是第三步。这些额外的步骤必须考虑到生产成本中，才能真正比较一步和两步TPC工艺。

 

FIDAMC的罗德里格斯承认ISC AFP速度较慢，但他认为，如果不是机翼，也可以在机身铺放中进行商业论证。“机翼结构非常厚，”他指出，“因此原位固结非常缓慢。但机身结构没有那么厚。以我们在这里可以达到的速度，不需要额外的步骤，我们相信原位固结可以具有竞争力。”

 

罗德里格斯还呼吁注意工具成本的差异：“通过原位固结，工具就不那么复杂了。”与Trelleborg一样，FIDAMC将完全固结的桁条和框架放入工具/心轴中，然后使用AFP在顶部构建层压板，实现ISC加硬蒙皮。他声称：“你可以完美地控制所有元件的几何形状，因为当你AFP放置在顶部时，你只加热桁条的最后一层。”。“您不需要复杂的工装。例如，在桁条腹板中，您可以在没有心轴和多件式工具的情况下保持几何配置。”因此，在第二个固结步骤中安装工装嵌件不会减慢生产速度，总体而言，工装成本更低。罗德里格斯承认：“很明显，我们需要的原位整合速度低于两步流程，但一步原位整合的工具数量和工具成本/复杂性要高得多。”

 

另一方面，对于一步训练营来说，CW在新闻发布会前了解到了一种TPC胶带替代品，该替代品可能会提高ISC的AFP放置速度。作为地平线2020项目NHYTE的领导者，Novotech（意大利那不勒斯）正在与各种合作伙伴合作，建造一种具有ISC蒙皮和感应焊接桁条的TPC机身面板，两者都由预固结混合胶带制成。该胶带概念已获得Leonardo Aircraft（意大利罗马）的专利。Novotech采用工业化的连续工艺，将来自索尔维复合材料公司（Alparetta，GA，US）的AS4/APC2胶带夹在两层未增强的无定形聚醚酰亚胺（PEI）之间。将层加热至400°C，并在控制冷却的同时进行压制，以实现PEEK中的结晶度。初步测试显示PEEK和PEI之间具有良好的固结性。然后将这种混合胶带缠绕并在科里奥利AFP机器中用于铺设ISC外皮。因此，除了集成的蒙皮加劲肋结构外，ISC可以单独用于蒙皮，桁条可以焊接到蒙皮上。

成熟度和为未来回报所做的工作

尽管ISC TPC材料和加工仍需要大量的开发工作，科里奥利复合材料公司的哈姆林认为该机器技术已经非常成熟。“现在的主要问题是如何使用这些机器；这是还有很多工作要做的地方。”

 

NLR的德弗里斯表示：“对于大型零件，我们仍然需要做大量工作来缩短ISC的机器时间。”。或者，他认为冲压成型非常成熟。“我们已经为世界各地的客户完成了冲压成型工作。”将冲压成型的加强筋焊接到ISC蒙皮上确实可以提供一种平衡良好的折衷方案，并更快地到达未来飞机上飞行的更多TPC主结构。

 

罗伯特·郎贡说：“35年来，Automated Dynamics，现在的Trelleborg，每天都在生产ISC零件。”。“从每年50万个小到2克的零件，到每年多个大到40英尺长、使用2500磅复合材料的零件。”。

 

空中客车公司的科拉尔（Collart）表示：“如今，关键的挑战不是要比热固性复合材料更好，而是要开发一种在性能和成本方面与金属具有竞争力的热塑性技术。”。“我们的使命是成为复合材料技术和组件的灯塔，热塑性塑料就是其中的一部分。”

 

注：原文见,1.《Consolidating thermoplastic composite aerostructures in place, Part 1 》 2018.1.29

2.《Consolidating thermoplastic composite aerostructures in place, Part 2 》 2018.2.27

杨超凡 2024.5.10