用NCF制造长桁、框、C型梁预制件
1引言
商用飞机市场增长预测要求下一代飞机的制造率。交付数量大幅增加到每月至少80架飞机。这一增长率迫使该行业将改进和实施飞机结构的新制造方法。制造挑战的解决方案是制造集成机翼蒙皮、翼梁和机身通过干纤维/树脂注入方法制造框组件。这种方法需要干燥这些结构零件中使用的碳纤维材料—Omega和T-长桁、C-梁和Z形框—在输液前预先成型。这些结构零件的长度各不相同并且构成飞机中的大量结构零件。下一代工厂必须依靠自动化干纤维预成型技术，可满足每月80架飞机的需求。诺斯罗普格鲁曼公司已经调整了他们的自动加强件成型技术来处理各种，干燥碳纤维、无卷曲织物（NCF）材料。每种NCF材料都有其独特的结构，ASF工艺必须针对每个NCF量身定制，以制造干燥的预成型件。评估了NCF结构与ASF工艺的相互作用，以了解每种材料的加工参数，以制造致密预成型件。讨论了ASF过程中的材料性能以及由此产生的预成型件质量。
1.1自动加强筋成型
诺斯罗普·格鲁曼公司的自动加强筋成（ASF-）技术目前正在进行改造以形成和固结用于树脂注入飞机结构的干纤维加强件预成型件。ASF如今，生产中使用的技术是用热固性材料制造复合加强件零件材料。对于热固性预浸料，ASF是一种经过生产验证的成熟技术环境。用于干纤维成型的ASF技术目前正在成熟，目标是展示以高速率（80架飞机/月）制造飞机加强筋的能力。
ASF工艺利用材料输送头和成型/压实模块自动逐层放置和加固层压板，无需中间步骤从而提高制造率并降低成本。一层一层ASF工艺的性质允许材料具有出色的一致性和压实性模具几何形状。ASF机器可以形成各种横截面，包括：Omega、T、C和Z。
图1. 用于生产热固性长桁的自动加强筋成型机（ASFM）
ASF工艺可以被描述为一种“渐进式辊压成型”的层压和压缩飞机结构零件，如长桁、框和翼梁。机器将干燥的NCF材料从材料辊直接分配到成型模具上。多个ASF机器可以分配不同面积重量和方向的不同材料格式。随着材料的分配，压路辊和其他压实功能紧随其后将材料成型并压实成零件几何形状。图2是ASF渐进式辊轧成形工艺。图3显示了渐进式成型辊压实NCF层压板。
图2. ASF渐进式轧辊成形概念图
图3. ASF渐进成型NCF Omega长桁
1.2 自动成型工艺的NCF材料考虑因素
NCF可以是单层或多层碳纤维堆叠，以各种角度取向通过缝合固定在一起。缝合线可以是尼龙或热塑性细线，能够将帘布层堆叠在一起，以便于切割和搬运。许多NCF结构包括一种粘合剂，当热激活时，可以进一步稳定层板堆叠。针迹类型、针迹密度，针脚张力对织物符合复杂几何形状的能力起着重要作用。
图4. Saertex四轴NCF结构图
补充图: 空客“新A320”使用的帝人（Teijin）NCF
2实验
2.1 NCF材料
对来自Saertex、Hexcel和帝人的NCF材料进行了评估。这些NCF各不相同结构，包括:单层UD、双轴、三轴和四轴格式。每个制造商有自己的方法来制造NCF材料。材料和重量缝线和面纱因产品而异。一些NCF包括轻质树脂粘合剂。这些成分的熔融温度通过ASF驱动每种NCF的加工性能。这个许多NCF的构造细节是专有的，目前尚未公开。
表1显示了评估的NCF材料和每个NCF的一般结构。所有的材料包括面纱和缝线。帝人NCF和Saertex三轴NCF包括轻质树脂粘合剂。
表1. ASF工艺评估的NCF材料
2.2 平板NCF压实试验
对不同厚度的254 mm x 254 mm（10英寸x 10英寸）NCF层压板进行了测试，范围从2.54毫米（0.1英寸）到15.3毫米（0.604英寸），需要将层压板固结到净厚度，以确定加工参数。将干燥的NCF层压板加热在一定温度和压力范围内压实，然后测量以确定压实的层压板体积系数。层压板体积系数被用作面板固结的指标质量。该值是通过取测量值之间的差值以百分比计算的厚度和理论厚度，并将结果除以理论厚度。这个理论厚度是使用层数和制造商提供的合并值计算的固结层厚度(CPT-consolidated ply thickness )。
每个平板在加热的同时被压实，然后冷却到室温以设置面板厚度。试验中的温度范围为23°C（70°F）至180°C（356°F）。面板为仅在真空袋下和在具有不同夹紧压力的压机中压实。每个面板在冷却至室温之前，将其在该温度下保持一段时间。这个在室温下测量预成型面板的厚度，压实试验及其后定期进行，以确定预成型件是否会压实以及压实量随着时间的推移而分解。
2.3 通过ASF预成型NCF长桁
使用实验室ASF设备，干燥各种加强筋几何形状的纤维预制件，代表生产的飞机结构零件用各种NCF材料格式层压。平板压实试验确定的加工参数用于自动层压工艺。飞机结构的Omega、T、C和Z横截面几何形状被审判。这些结构的长度从1米到17米不等。
使用实验室自动加强筋成型机（ASFM-Automated Stiffener Forming Machine）成型了将加强机翼或机身蒙皮的长桁预成型件。代表机身框的弯曲部分也由ASFM实验室形成。
ASFM实验室用于工艺开发活动。它可以针对不同的长桁几何形状进行配置。成型辊和加热系统可以针对每种长桁几何形状和NCF材料进行修改。为了确保良好的成型质量，在预浸料上验证了每种长桁几何形状的成型辊配置。由于预浸料在室温下会自行粘附，因此成型辊的设计可以与固结NCF材料所需的加热系统分开进行验证。一旦成型辊设计被证明可以成功形成无皱纹层压板，就对NCF材料的加热系统进行了实施、测试和改进。长桁几何形状。成型辊和加热系统可以针对每根长桁进行修改几何形状和NCF材料。为确保良好的成型质量，成型辊配置对于每种长桁几何形状，在预浸料上进行了验证。由于预浸料在在室温下，成型辊的设计可以与加热系统分开进行验证需要整合NCF材料。一旦成型辊的设计被证明成功形成无皱纹层压板，NCF材料的加热系统实施、测试和改进。
3结果
3.1 NCF压实结果
对于每个测试的NCF，加工参数：热和压力是针对每个材料系统确定的。温度和压力都决定了最终零件的厚度。仅通过压力就可以将面板压实到净厚度，但在没有热量的情况下，当压力消除时，面板会分解。当面板被加热到适当的工艺温度，但施加的压力不足时，面板没有达到所需的体积系数。表2. 显示了平板固结试验的结果，显示了加工压力与所得体积系数之间的关系。图5显示了在特定压力下加工时温度与最终预成型体厚度之间的关系。
表2. NCF层压板的固结试验：恒温、变压
图5. 四轴NCF预成型体的固结试验：恒压、变温
发现有必要在将面板从测试中移除之前冷却固结的面板设置。如果面板上的压力在高温时释放，它会立即分解。发现温度下的保持时间对面板体积系数几乎没有影响。一旦面板已经达到加工温度，在该温度下保持一分钟以上并没有显示出面板固结水平的任何改善。发现NCF施工中的方向对固结结果没有影响。
3.2 加强件预成型结果
长桁预成型件是使用ASF工艺用NCF材料制造的。虽然每种材料的具体加工参数各不相同，但最终的预成型件都成功成型并压实到最终固化零件厚度的10%以内，没有起皱。
3.2.1 T型长桁预成型
恒定横截面、0.6米（2英尺）长的T形长桁由四轴NCF形成（见图6）。为了制造T型型材，先成型两个L型预成型件，然后将它们放在一起制成T型型材。在T型型材成型后将其移动到超声波修整站，在那里将周边修整到最终零件尺寸。制造了许多T型长桁预制件，并证明了将复杂的NCF层压板压实到接近净厚度的可行性。这些T型型材的厚度刚好低于设计的净厚度，平均体积系数为-2%。这些预成型件随着时间的推移是稳定的，在数周内没有显示出可测量的脱固。
图6. 四轴NCF制成的T形型材预制件
3.2.2 C-梁预成型件和RTM
长1.5米（5英尺）、宽0.3米（12英寸）的C-梁预成型件是由Saertex、Hexcel和帝人NCF通过ASF工艺形成的。层压板从厚端的近18毫米（0.7英寸已批准公开发布；NG24-0045英寸）逐渐变细到薄端的近8毫米（0.3英寸）。四轴和双轴NCF已成功形成并固结至接近净厚度，最终的C-梁预成型演示器的整体固结水平为0.25%体积系数。
图7. 帝人双轴NCF – 在C-梁层压板上的令人印象深刻的零件精加工和成形质量
图8. C-梁层压板压实至净厚度为8mm
能够固结C-梁的厚层压板是通过RTM工艺注入净形状结构的关键使能技术。为了将预成型件装入RTM工艺中使用的封闭模具中，必须严格控制预成型件的体积系数。如果预成型件太厚，模具将难以闭合。在合模过程中，可以使用厚的预成型件否则模具可能会损坏。太薄的预成型件在RTM过程中可能不会分解，成品零件可能会有树脂富集的区域。预成型质量和固结水平直接影响最终零件的质量。为了验证ASF工艺的压实水平和加工参数，将三个C-梁预成型件注入RTM工艺的封闭模具中。RTM试验的结果表明，厚C-梁层压板的理想体积系数在0%至5%之间，这是一个很容易通过ASF实现的固结水平。
图9. C-梁演示器部分：预成型件用ASF制造，然后在封闭模具中RTM
3.3 NCF材料结构和ASF过程之间的相互作用
以下小节描述了材料在ASF过程中的表现。
3.3.1 格式：UD、Biax、Triax、Quad
不同NCF格式之间观察到的最大差异是形成和固结每一层所需的护理量，而不会在材料中产生皱纹。较轻的面积重量NCF很容易符合长桁轮廓。双轴NCF在ASF工艺下表现出优异的成形性。图10显示了用ASF机器形成和压实的双轴NCF层。材料很好地覆盖在加强筋轮廓上，并且很好地符合零件特征，如半径和凹凸，没有起皱（见图11）。因为每一层在沉积和成型后都是原始的，所以层压板中的每一层后续层也是原始的。这导致了高质量的厚层压预成型件。图11是通过ASF工艺制成的厚度大于17毫米的双轴NCF预成型件的示例。
图10. 在C型模具上ASFM成形双轴NCF
图11. 帝人双轴 NCF显示出与半径的良好一致性
所测试的三轴NCF也表现出对高轮廓几何形状的优异成形性。具有+45/90/-45结构的Saertex三轴NCF被证明非常符合代表性机身框架结构的弯曲几何形状。这种NCF结构使纤维能够遵循弯曲的形状而不会起皱。图12显示了框架几何形状上三轴NCF的成形质量。
图12. Saertex三轴NCF在弯曲的Z几何形状上成形
在不弯曲纤维的情况下，具有跟随零件曲率的0°纤维的机身框可能很难形成。因为内凸缘半径比外凸缘半径更紧，所以0°纤维必须相互剪切以符合框曲率。对于宽UD预浸料带，预浸料中的树脂可以防止纤维剪切，并且层不会在没有明显变形的情况下跟随框的曲率。UD NCF的性质允许单个纱带相互滑动，以遵循框的半径。0°丝束可以相互剪切的量取决于NCF缝合的紧密程度。松散的缝合将允许更大的牵引剪切。牵引剪切效果见图13。
图13. Saertex UD-240gsm，纱带剪切和弯曲符合框的几何形状
四轴NCF需要格外小心，以避免NCF堆叠内的纤维弯曲。较重的材料还需要仔细加热，以穿透NCF的厚度，并充分软化面纱，将NCF层粘附在层压板中，同时不损坏有效材料处理/放置所需的缝合。
3.3.2缝合和面纱
缝合和面纱的熔融温度会影响成型过程。研究发现，在材料分配和初始成型步骤中，缝合会稳定NCF材料。一旦加热并使面纱软化，面纱就会将NCF层粘在一起，并使压实的层压板稳定。在成型过程中，如果缝合材料在低于面纱材料的温度下熔化，在面纱软化和稳定纤维之前，缝合可能会损坏（见图14和图15）。这种效果也发生在具有细缝线的NCF材料上。发现缝合需要保持完整以稳定NCF，直到面纱可以软化并稳定层压板。当缝合在面纱软化之前损坏时，NCF中的纤维会变形。缝合可能会因过热或成型辊的压力和摩擦而损坏。
图14. NCF缝合线在面纱软化前熔化，导致纤维变形
图15. 激活面纱前缝线断裂/熔化，导致纤维排列紊乱
发现坚固的缝合材料最适合ASF工艺。坚固的缝合能够承受软化面纱所需的热量和成型辊的压力。虽然ASF工艺可以适应精细缝合的NCF，但需要格外小心，防止损坏缝合。下图说明了具有坚固和精细拼接的NCF上相同工艺参数的不同结果。图16显示了用坚固的缝合构造的NCF制成的预成型件，而图17显示了用精细缝合制成的预型件。两个预成型件均采用相同的ASF成型参数制造。虽然这两幅图像比较了不同缝合对预成型件质量的影响，但当用相同的成形参数加工时，这并不意味着用精细缝合制成的NCF预成型件是质量较低的产品。同样，ASF工艺可以针对特定的材料结构进行定制。
图16. 具有坚固NCF缝合和卓越预成型质量的三轴 NCF
图17. 采用与上图相同的工艺参数成形的精细缝合四轴NCF-760gsm
为了制造稳定的预成型体，将其压实到接近净厚度，必须激活面纱以将NCF层紧紧地固定在一起。如上所述，在成型过程中需要缝合来稳定，在NCF毯中拖动，直到面纱达到其加工温度，将毯粘在一起NCF堆叠中每个层界面以及NCF堆叠之间的粘附对于实现近净厚度预成型件至关重要。
3.3.3粘合剂
在其结构中包含粉末粘合剂（在NCF制造过程中烧结到界面表面上的轻质树脂粉末）的NCF材料被证明与ASF工艺兼容。这些NCF需要比没有粘合剂材料的NCF更低的加工温度。活化的粘合剂将NCF层很好地粘附在一起，并使压实的预成型件保持稳定，从而提高了成型率。
另一个好处是，带有粘合剂的NCF材料能够更容易地重新加工。可以从层压板上拉出带有粘合剂的NCF毯，而不会破坏预成型件。相反，NCF中的面纱一旦被激活，就不允许层压板轻易地逐层分离。当从层压板上移除粘附有面纱的NCF时，预成型体显示出明显的损坏。
4结论
ASF工艺已成功改进，可加工干碳纤维NCF材料。从单层单向到四轴的NCF格式已被用于构建压实到接近净厚度的长桁预成型件。T型材和C型材预成型件是通过ASF工艺制造的，以展示形成和固结NCF材料的自动化能力。C-梁预成型件的成功闭式模具注入验证了ASF成型工艺参数。在高度弯曲的Z形框几何形状上形成NCF材料的额外工作表明，ASF工艺对于大型飞机加强筋系列是可行的。ASF工艺的进一步开发正在进行中，以提高干纤维预制件的制造率，为未来飞机的高速复合材料制造提供支持。
5编后语
从空客这十多年的研发成果来看，单通道民机机身结构，采用热塑性复合材料制造。机翼结构件仍然采用热固性复合材料制造。与以前不同的是，预浸料改用干碳纤维的无卷曲织物（NCF）、净几何尺寸裁片直接铺放，不用自动铺丝或自动铺带、用树脂转移模塑（RTM）注入树脂、高温炉固化，不用热压罐。当前C929正在设计中，上述先进技术能采用哪些？
原文,《AUTOMATED PLY-BY-PLY LAMINATION AND IN-SITU ConSOLIDATION OF DRY CARBON FIBER NON-CRIMP FABRICS FOR HIGH-RATE AIRCRAFT MANUFACTURING OF STRUCTURAL AIRCRAFT COMPonENTS 》.
