經過30多年的發展，原位固結技術有望消除緊固件和熱壓罐，實現集成的多功能機身。

由FIDAMC、Accudyne Systems和AutomatedDynamics（現為TSS Albany的Trelleborg）（從左至右）原位固結的熱塑性復合材料零件。上圖為TSS Albany的現場固結熱塑性復合材料尾梁結構。

 

60多年來，復合材料一步一步地進入商用飛機。在每一個階段，他們都證明了自己能夠形成具有所需強度、剛度和幾乎不存在缺陷（表面孔隙率和看不見的內部空隙）的越來越關鍵的飛行部件，這些缺陷可能是隨著飛機老化而導致未來損壞的根源。直到最近，通過真空袋固結和通常在固化過程中在高熱壓罐中暴露于高溫和高壓下數小時的組合，保持了接近無孔隙的標準（<1%的孔隙率）。近年來，烘箱可固化樹脂（可以在沒有熱壓罐的情況下固結到可接受的空隙含量的系統）的開發有助于縮短固化周期，并且由于烘箱的操作成本低于熱壓罐，因此減少了生產零件所需的時間和費用。同時，自動纖維纏繞、自動膠帶鋪設（ATL）和自動纖維鋪設（AFP）設備在許多應用中取代了手工鋪設，大大提高了零件層壓的速度。盡管這些系統配備了在放置后立即壓縮材料的輥，以確保粘合并避免形成會產生空隙的氣穴，但層壓板的固結通常仍發生在兩步過程的第二步中，即在真空袋下、在熱壓罐、烘箱或其他加熱設備（如加熱工具）中。這種技術狀態持續存在，至少部分是因為今天經過認證的航空復合材料主要是基于熱固性的。

 

還有一種選擇。事實上，這種情況已經存在了幾十年。被稱為原位固結，意思是就地固結。關鍵是使用熱塑性基質，而不是熱固性基質。熱塑性材料在加熱到熔化溫度時是液體，在冷卻時固化，但不需要像熱固性材料那樣交聯。然后，熱塑性復合材料（TPC）的固結可以通過將浸漬的增強件快速加熱到熱塑性聚合物基體的熔融溫度，然后在將膠帶或絲束放置在工具和/或先前放置的層壓板上時施加壓力來實現。真正的原位固結（ISC-in-situ consolidation）是一個一步到位的過程——在纖維鋪設或膠帶鋪設完成后，不需要進一步的加熱或加壓步驟。

 

消除制造過程中一個完整而昂貴的步驟的影響是如此重要和明顯，以至于人們可能會問，為什么不是每個人都已經在做了？首先（還有其他原因有待討論），航空航天業為變革付出了非常高昂的代價。材料替換不可避免地需要大量且昂貴的測試和重新認證。

兩步固結熱塑性復合材料是原位固結的替代方案，如圖所示，通過NLR制造的航空發動機掛架結構（左）和GKN Fokker制造的用于飛機尾部的長桁加勁扭箱部件（右）。

 

也就是說，兩步合并的TPC已經在選定的飛機應用中使用。盡管它們的加工溫度遠高于熱固性材料——接近400°C，而初級結構為180°C/350°F——但它們的循環時間要短得多，因為TPC只需要冷卻而不需要交聯。熱塑性塑料本身也是堅韌的，不需要特殊的配方來提供飛機應用所需的抗疲勞性。此外，由于熱塑性塑料可以重新加熱和改造，因此可以進行焊接（這是一種節省成本、無緊固件的組裝選擇）。隨著飛機行業追求的材料和加工選擇將使生產速度達到至少60架飛機/月，并支持下一代飛機所需的數字化制造、多功能結構和可持續性，TPC已成為領先者。在最近完成的大型飛機示范項目中，TPC是首選材料，這一比例令人印象深刻。

 

在這個由兩篇文章組成的系列文章的第一篇中，CW探索了ISC TPC結構的歷史，紀念了為這一步技術奠定基礎的近四十年的發展。

 

早期原位

TPC航空結構的開發始于20世紀80年代的荷蘭。Fokker Aerostructures（Hoogeveen）和Fokker Technologies（Papendrecht）——現在都是GKN Aerospace（Redditch，UK）的一部分——開始與材料供應商TenCate，現在是Toray Advanced Composites（TAC，Nijverdal，Netherlands）合作，“為A330/A340和A380設計了“J-nose”機翼前緣，”荷蘭航空航天中心（NLR，Amsterdam）結構技術部的復合材料高級科學家亨利·德·弗里斯（Henri de Vries）回憶道。作為一家支持荷蘭航空航天業的研究機構，NLR開始與福克和TenCate/TAC合作，現在被吹捧為航空業TPC知識的偉大寶庫之一。

 

德·弗里斯繼續說道：“1986年，我們有一臺高溫熱壓罐，Fokker有沖壓成型和電阻焊接設施，TenCate有能力制造平板。”。玻璃纖維/PPS“ J-nose”機翼前緣技術是利用模壓肋和熱壓罐固化蒙皮開發的。雖然這些不是ISC結構，但它們是第一批飛行的TPC結構，并率先使用了電阻焊，德弗里斯說，這一工藝“在當時是獨一無二的”。

 

在大西洋彼岸，Automated Dynamics（美國紐約州尼斯卡尤納，現為瑞典特雷堡特雷堡集團的一部分）于1985-86年開始了其第一個TPC項目。自動化動力公司總裁Robert Langone表示：“這是一筆由美國陸軍資助的小型企業創新研究撥款，用于開發直升機主旋翼槳葉翼梁。”。“原位固結從一開始就是一個焦點。”使用熱氮氣炬將熱塑性塑料加熱到其熔融溫度。幾年后，該公司開發了一種用于壓實的加熱壓實機。當它從帝國化學工業（ICI）復合材料公司（Imperial Chemical Industries，ICI）獲得人員和技術時，質量進一步提高。帝國化學工業復合材料公司是Victrex（Cleveleys，Lancasthire，英國）聚醚醚酮（PEEK）的原始開發商，也被稱為單向（UD）膠帶預浸料形式的APC-2，這種材料至今仍在使用。

 

朗戈內（Langone）指出：“我們成立的目的是銷售機械，但到了20世紀90年代初，我們每天都在生產現場固結的圓柱形零件。”。1994年，Automated Dynamics將其第一個基于關節臂的ISC工作站出售給美國航空航天局蘭利研究中心（美國弗吉尼亞州漢普頓），到20世紀90年代末，該公司已完全投入到石油和天然氣行業ISC零件的工業生產中。其中包括天線屏蔽、測井套管、塞子、管道、壓力容器等，由玻璃、芳綸和/或碳纖維（CF）和一系列基質材料制成，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（美國紐瓦克）也是ISC的先驅，“第一個表征工藝窗口并開發出柔性壓頭，以在材料冷卻時保持材料上的壓力。”這一點很重要，因為PEEK、聚醚酮酮（PEKK）和PPS作為半晶體聚合物，開發出晶格結構，在冷卻時賦予它們顯著的機械性能和耐化學性。和自動化動力學一樣，Accudyne的第一項工作依賴于熱氣炬和加熱鞋。

Accudyne在CF/PEEK圓柱體中實現了熱壓罐級別的性能，最大的圓柱體（如圖所示）直徑為152厘米。

 

Accudyne Systems銷售和營銷副總裁邁克·斯穆特（Mike Smoot）表示：“人們幾乎可以說，Accudyne圍繞原位整合TP零件的工作始于杜邦。”。在20世紀80年代和90年代，Accudyne的幾名員工是杜邦先進材料集團的一員。“在那段時間里，”他繼續說道，“我們開發了一種熱塑性塑料鋪放頭，并將其放置在標準的細絲纏繞機上。紅外燈加熱進入的絲束，熱靴將材料引導到零件上，熱氣炬加熱沉積區域，冷卻的壓輥冷卻熔融的聚合物。非接觸式紅外傳感器測量進入絲束和沉積區域的溫度，相應地調整熱裝置，使其保持在所需的PEEK或PEKK工藝規范范圍內。”

 

杜邦公司的工作使其參與了20世紀90年代初的國防高級研究計劃局（DARPA）項目，該項目使用IM7碳纖維/ACP-2 UD膠帶建造直徑610毫米（24英寸）、厚度16毫米（0.629英寸）的環肋圓柱。斯穆特說，當在5500磅/平方英寸的水下測試時，ISC圓柱體的孔隙率小于1%，并且在其設計載荷的3%以內失效。這一成功為各種零件開辟了其他開發機會，包括用于化學處理的環和軸承、聲納外殼、手持式火箭發射管、直升機俯仰連桿和用于高速永磁轉子的密封環。

 

從1998年到2012年，Accudyne在開發一種原位層壓機方面做了大量工作，該機可以處理76毫米（3英寸）寬的膠帶或6.35毫米（0.25英寸）絲束的12個端部。最初的工作集中在簡單的平板上，但最終產生了一個能夠生產具有輕微彎曲、襯墊、脫落、鈦蜂窩芯和TPC加勁肋的面板的適形封頭。

 

斯穆特說：“這些是基于龍門架的系統，使用熱靴、熱輥、紅外線燈、氣炬和冷凍輥來處理熱塑性膠帶，并將其自動放置在1米乘1米的旋轉臺上。”。“Accudyne為Fiberforge的第一臺RELAY機器生產了一個類似的旋轉臺，可以將膠帶放置在任何必要的角度。”現已倒閉的Fiberforger（Glenwood Springs，CO，US）將其RELAY技術出售給Dieffenbacher（Eppingen，Germany）。Accudyne使用現場層壓機制造了數百塊面板，并通過開孔壓縮（OHC-open hole compression）、短梁剪切（SBS-short beam shear）和許多其他測試對層壓板進行了表征，實現了89-95%的熱壓罐復合材料性能。斯穆特指出：“頭部可以以3.05米/分鐘的速度原位層壓CF/PEEK面板，空隙率小于2%，但很難達到1%以下的空隙率，部分原因是進入的材料空隙率高達20%，表面粗糙，限制了配合層的緊密接觸。”

推進航空結構的固結

到21世紀初，Fokker、TenCate和NLR在熱塑性結構制造方面積累了豐富的經驗，KVE復合材料集團（荷蘭Den Haag）開創了感應和電阻焊接的先河。NLR不僅對從聚酰胺（PA）到聚醚酰亞胺（PEI）、PPS、PEEK和PEKK的各種熱塑性塑料進行了表征，還研究了結晶度對機械性能的影響，并專注于自動化加工，包括焊接和ISC技術。

 

德·弗里斯解釋道：“我們從自動化動力學氣體炬加熱機器開始，但后來用科里奧利系統取代了它，因為我們看到了激光加熱的好處，也看到了在單機中使用紅外加熱的潛力。”。科里奧利復合材料公司（法國魁北克）于2000年開始生產AFP系統?？评飱W利首席技術官兼董事亞歷山大·哈姆林（Alexandre）Hamlyn表示：“從一開始，我們所有的機器都是為處理熱塑性、熱固性或干纖維材料而開發的。”。

 

NLR在ISC方面更深入的工作包括如何壓縮材料，“以及如何在雙曲面上壓縮材料，這非常復雜，”他補充道。“我們還研究了激光光學。我們開發了一個計算機模型，來觀察從筒子架到鋪設材料完全固結的激光加熱過程。我們與科里奧利合作完善了這一過程和設備。”德·弗里斯指出，“加熱循環很復雜，因為你必須在不燃燒材料的情況下快速處理。”

 

哈姆林指出：“空中客車公司確實是開發原位固結熱塑性塑料技術的主要力量。”。“它在法國、西班牙、德國和英國有許多有競爭力的項目，也在與荷蘭的NLR合作。”然而，空客在TPC材料自動鋪設方面的研發始于法國，由該公司位于Suresnes的首席技術辦公室（CTO）領導?？罩锌蛙嚬荆℉O）創新與發展、制造技術復合材料（法國南特）負責人西里爾·科拉特（Cyrille Collart）回憶道：“我們與科里奧利合作，將機器人AFP開發成FlashTP機器的工業解決方案。”。他指出，Flash TP機器仍在空中客車公司的TPC開發中使用，安裝在技術園區EMC2，這是一個研究和技術轉讓中心，毗鄰Cetim和位于南特的空中客車公司生產設施。

追求大型初級結構

歐洲有一個TPC發展路線圖，由空中客車公司和各種國家航空航天聯盟支持，例如荷蘭的TAPAS1、TAPAS2和法國的民航研究委員會（CORAC）“投資未來”計劃，以及德國、奧地利和西班牙的計劃。這些計劃與更大的泛歐合作相協調，并為其提供支持，特別是清潔天空（2008-2016年）和清潔天空2（2017-2021年），這是歐盟委員會地平線2020計劃（2014-2021年）的一部分。請注意，這些是公共/私人合作（PPP）計劃，旨在實現多種復合材料和金屬技術的技術準備水平（TRL）6，并最終降低未來飛機生產的選擇。它們還涉及歐洲幾乎所有主要的航空結構供應商。

 

在展示了尺寸和復雜性越來越大的聯合加固TPC蒙皮桁條結構后，這些項目現在正在向Clean Sky 2的全尺寸機身演示過渡。多功能機身演示器特別有趣，其特點是不對稱的半機身設計，將于2020年使用熱塑性復合材料制造。目標是將客艙、貨物和飛機系統與機身集成，以減少重量和制造成本，同時增加乘客和貨物的空間。

截至2018年歐洲熱塑性復合材料發展路線圖。

 

總的來說，法國和荷蘭的TPC開發采用了兩步走的方法，而西班牙則傾向于采用一步ISC。關于這些項目、項目參與者和結果的全部細節，可以在題為“熱塑性復合材料示威者——歐盟未來機身路線圖”的副刊中閱讀。

 

INSCAPE——原位制造的碳/熱塑性彎曲加筋板——由空中客車DS（西班牙馬德里國防與航天局）與FIDAMC從Clean Sky 1繼續開發，并將提供給Clean Sky2機身集成技術演示器（ITD）。項目合作伙伴和復合材料航空結構供應商FACC（Ried im Innkreis，奧地利）的研發總監雷內·亞當（Rene Adam）解釋道：“空客DS提出的彎曲結構試圖展示處理加筋板彎曲和錐形的制造能力。”。他指出，INSCAPE的方法在桁條蒙皮安裝和激光加熱的一步AFP原位固結過程方面與FIDAMC的方法相似（圖2）。雷內·亞當說：“它補充了FIDAMC在OUTCOME項目中為半平面機翼面板安裝的龍門架AFP。”。“INSCAPE通過更靈活的Kuka機械臂和不同的桁條制造工藝，以及不同的材料供應商和更快的鋪放速度，解決了更高的曲率和錐度問題。”他補充道，這種類型的結構可以用于發動機短艙、機身門或機身的尾錐部分，也可以用于更高曲率的結構，如前緣、掛架、襟翼或其他活動物。

 

STELIA Aerospace（法國圖盧茲）在2017年巴黎航展上展示了一款TPC機身演示機，該演示機采用焊接桁條和框架以及集成到蒙皮中的雷擊保護（LSP-lightning strike protection）。

經過前十年的多次小規模演示，Automated Dynamics于2012年開發了全尺寸、整體加固、原位加固的熱塑性直升機機身。

 

Automated Dynamics也在AFP期間集成了LSP專利，但它在2012年為直升機客戶生產的全尺寸、整體加固的CF/PEEK機身使用了一步ISC，而不是STELIA的兩步沖壓和焊接方法。朗戈內指出，Automated Dynamics早在10年前就完成了亞尺度強化機身演示。他說：“長期以來，原位整合的航空航天零件一直是我們的重點，我們有許多處于示范水平。”。“其中包括傳動軸、地板、機身結構和控制表面，所有這些都是現場生產的。在我們努力實現常規生產的過程中，我們的零件處于不同的驗證和合格階段。”

AFP機器開發和數字化設計

FIDAMC ISC TPC曲面面板。圖為FIDAMC現場固結曲面板與集成加勁肋的制造步驟。

 

朗戈內表示，Automated Dynamics為ISC開發了激光加熱，并于2015年開始銷售基于激光的商業AFP系統。他指出：“今天，我們的熱氣系統的處理速度大約是1990年的18倍，以磅/小時為單位。”“除此之外，我們的激光加熱速度快了三倍。”。

 

大約在同一時間，FIDAMC改用帶有新型光學激光器的MTorres八頭AFP機器。6千瓦的激光器是相同的，但該光學器件將圓形光束轉換為矩形輪廓，以與所放置的膠帶相匹配，與之前機器的6毫米寬的裝置相比，該光學器件能夠實現更寬的輪廓，從而在8根絲束的50毫米寬范圍內提供熱量。

ISC通過AFP。原位固結的熱塑性復合材料通常使用自動纖維放置來制造。MIKROSAM的這臺機器可以加工熱固性、干纖維或原位固結的熱塑性復合材料，后者最常用激光加熱制造。

 

MIKROSAM（馬其頓普里勒普）開發了一種機器，可以處理熱固性或TPC結構，包括原位固結。MIKROSAM銷售總監迪米塔爾·波格丹諾斯基（Dimitar Bogdanoski）表示：“根據材料的不同，我們可以實現98%的固結度和30%以上的結晶度。”。“我們已經加工了多種TPC膠帶產品，包括來自Barrday、TenCate、Toho Tenax和Suprem的產品。”

 

這臺機器可以鋪設四到八條膠帶/絲束。迪米塔爾·波格丹諾斯基說：“如果你不需要全部放置，任何絲束/膠帶都可以切割。”他聲稱，從ATL到AFP（反之亦然）的自動換頭可以在5分鐘內完成。“與ATL相比，由于材料更窄，AFP的廢品率更低，因此它越來越受歡迎。擁有這種更改功能可以定義哪種工藝更適合您的零件或項目，這很有用。”

 

從熱固性材料更換為TPC大約需要一個小時，將與熱固性材料一起使用的紅外（IR）加熱器更換為與TPC一起使用的3、4或6千瓦激光器，這取決于將要放置的材料的寬度。迪米塔爾·波格丹諾斯基指出：“我們甚至可以使用12千瓦的激光器，但這需要特殊許可證。”。“無論材料是PPS、PEEK還是PEKK，ISC零件的機器速度都在5米/分鐘到30米/分鐘之間。我們使用紅外相機和內部開發的熱模型，形成一個閉環來控制層壓板的溫度。它還包括視頻監控，這是我們為保證質量而內部開發的。”MIKROSAM在2016年銷售了其中一個系統，2017年銷售了三個。

使用科里奧利復合材料AFP軟件的模擬鏈科里奧利復合材料的封閉模擬鏈。在科里奧利AFP機器上生產的TPC零件現在受益于一個封閉的模擬鏈，該鏈包括計算機輔助設計、制造和工程 （CAD/CAM/neneneba CAE），由該公司的雙向軟件接口和集成實現：1）設計；2） 導入堆疊，生成纖維AFP程序；3） 將“竣工”光纖角度導出到FEA解算器；4） 結構分析；5） 有限元懸垂/成形模擬；6） 將后處理器轉換為最終AFP代碼；7） 導出PLM的數據。

 

在科里奧利機床上生產的TPC零件現在受益于該公司所稱的“封閉模擬鏈”，該鏈集成了計算機輔助設計、制造和工程（CAD-CAM-CAE），通過該公司的雙向軟件接口和集成實現。Hamlyn說：“該部件從CATIA（法國Velizy Villacoublay的Dassault Systèmes）的OEM設計開始。”。“我們的CAT/CADFiber軟件從CATIA導入復合材料堆疊，并為用戶提供建模所有纖維所需的工具。然后它生成并優化AFP膠帶/絲束路線。”

 

放置測試零件進行驗證后，軟件將真實的“竣工”纖維角（包括由于使用窄膠帶等而產生的束滴和間隙等奇點）導出到商業有限元分析求解器（如NASTRAN、ABAQUS、SAMCEF），并實現AFP表面和結構有限元網格之間的網格映射。哈姆林說，這減少了誤差，有助于數據傳輸以及成型模擬的建模。“這是實現設計優化自動化的第一步，”他斷言。“因此，現在設計師可以通過與ANSYS（Canonsburg，PA，US）的接口進行結構分析和碰撞模擬。”后者使用實體建模而不是有限元分析殼體單元來模擬多層復合材料層壓板。

 

接下來，使用AniForm（荷蘭恩斯赫德）或ESI集團（法國巴黎）的PAM-FORM等程序，進行基于物理的FEM懸垂/成形模擬。哈姆林指出：“這包括成形、壓實和簾布層滑移過程中的層內剪切和纖維載荷。”。因此，在從2D疊層到3D預成型件或零件的轉換過程中，可以解決褶皺、間隙和纖維取向的問題，并且可以優化預成型件輪廓。他繼續說道：“然后，你可以將模擬結果與真實的零件試驗進行比較，以驗證真正發生了什么。一旦設計被凍結，我們的軟件就會與達索系統的DELMIA進行機器模擬，以檢查鋪設指標和機器人運動，確保AFP頭能夠在沒有碰撞的情況下生產零件等。一旦這一切正常，我們的后處理器將把數字設計轉換為機器人代碼，這樣AFP機器就會完全按照你模擬的方式工作。”

 

“未來工廠”

這種數字化設計和制造鏈以及已經在大型TPC飛機結構演示中證明的自動化與未來飛機制造的Clean Sky 2愿景非常一致，該愿景被描述為高度自動化、靈活且基于功能集成設計。熱塑性塑料還提供了一種獲得多功能機身的方法，尤其是當AFP和3D打印之間的界限消失時。Clean Sky 2號平臺2的“創新物理集成客艙-系統-結構”計劃包括大型集成機身演示。Clean Sky 2聯合提案平臺2的主要驅動因素是成本和重量：

 

“在不考慮發動機的情況下，制造飛機的經常性成本的50%以上是由機體、客艙和貨運設備以及這些部件組裝過程中所做的集成工作決定的……考慮到一架運行超過15年的短程商用飛機，僅減少100公斤的原始重量就可以節省4噸以上的燃料。因此，更輕、更高效的結構和系統為ACARE 2020愿景做出貢獻的潛力是巨大的（二氧化碳排放量減少50%，這意味著2020年新飛機的燃料消耗減少50%）。”

 

通過將多個機身部件組合成數量少得多的集成的、基于TPC的模塊，這些模塊配備了分布式電源和系統，通過相應的機加工和組裝操作，消除了無數的零件、緊固件和孔。Clean Sky 2提出，潛在的重量節省可以使燃料消耗減少兩位數，并為滿足未來的飛機需求提供可持續的途徑。盡管仍有許多東西有待開發和驗證，但熱塑性復合材料似乎注定要在未來的飛機工廠中發揮作用。

熱塑性復合材料結構可以消除熱壓罐和緊固件，但一步或兩步工藝會占上風嗎？

 

荷蘭和法國的開發計劃（例如，STELIA“拱形TP”機身），如果通過二次操作進行固結和桁條連接，聲稱AFP會更快。

FIDAMC和Automated Dynamics已經演示了一步ISC集成蒙皮/桁條機翼和機身結構。

圖1.現場固結熱塑性AFP的受控激光加熱鍵

當熱塑性預浸料帶通過AFP頭輸送到零件上時，激光將其加熱到基體的熔化溫度，從而能夠對先前沉積的層進行部分焊接（需要第二次固結步驟）或完全焊接（原位固結）。紅外相機測量基板和傳入膠帶的表面溫度，提供用于控制激光加熱的數據。

圖2.熱塑性AFP激光器和光學器件

與用于熱固性AFP的紅外加熱器的橙色光不同，用于熱塑性AFP的激光發出紫色輝光。激光光學器件（如圖所示）將激光從圓形橫截面轉換為矩形橫截面，使其寬度與放置在壓實輥夾點處的膠帶/絲束的寬度相匹配。

圖3.試圖提高ISC速度的具有較低空隙含量的扁平帶這些來自FIDAMC的顯微照片是預浸膠帶的?？障逗筒灰巹t的厚度使AFP過程中的壓實效果較差。即便如此，ISC結構的固結度可以約為熱壓罐或熱壓機固結度的90%——對于初級航空結構來說，固結度足夠高。但FIDAMC仍在與供應商合作，提供更高質量、更平整的磁帶，以提高ISC的整合和速度。

 

在這個由兩篇文章組成的第1篇文章中，CW回顧了熱塑性復合材料（TPC）在商用飛機結構飛機部件中的出現和歷史。特別關注的是原位固結（ISC）熱塑性復合材料（TPCs），這是一種單步工藝，在該工藝中，當（通常）使用自動纖維放置（AFP）設備放置單向熱塑性膠帶時，施加熱量和壓力。以這種方式制成的結構是完全固結的，因此可以實現小于2%的空隙率和足夠的機械性能。因此，不需要進一步加熱或加壓。

 

ISC氣瓶和儲罐自20世紀80年代末開始生產，ISC零件已在石油和天然氣行業使用了幾十年。此外，ISC飛機結構原型已經在與直升機機身一樣大的組件中進行了演示。然而，目前沒有一架商用飛機。

 

如第1篇文章所述，ISC在放置時完全固結層壓板，在TPC冷卻時實現目標空隙率和機械性能。但批評人士認為，安置/整合過程太慢，否定了單步驟工藝在整體生產速度方面的好處。更傳統的兩步工藝的支持者堅持認為，盡管它們需要通過烤箱、熱壓罐、加熱工具或壓機進行二次固結步驟，但它們具有更快的TPC膠帶放置速度的潛力，并導致更快、更便宜的整體零件生產過程。事實上，哪種方法更快還不太清楚，每種方法的最終零件生產速度都會受到多種因素的影響。

 

“我們今天可以提供使用原位整合制造的高性能零件，”空中客車創新與發展、制造技術復合材料公司（法國南特）負責人西里爾·科拉特（Cyrille Collart）說。但未來的機身上到底會用什么呢？空客表示，這將取決于哪種技術最能滿足每種應用和飛機項目的目標。

 

平衡時間和溫度

在其最基本的形式中，AFP鋪放頭包括帶進給和切割機構、壓實輥和加熱器（圖1）。通常，紅外（IR）加熱器是熱固性材料的標準，二極管激光器現在是TPC的標準。當熱塑性預浸料帶通過AFP鋪放頭輸送到零件上時，激光將其加熱到熱塑性基體的熔體溫度，通常高于該溫度。這使得在進行第二次固結步驟的情況下，能夠對之前沉積的層進行部分焊接，或者實現單步驟ISC應用所需的完整焊接。IR相機通常用于測量基板和引入膠帶的表面溫度。這些數據用于開環或閉環系統中，以控制激光器提供的熱量。

 

AFP設備供應商Coriolis Composites（法國魁北克）的首席技術官兼董事亞歷山大·哈姆林（Alexandre Hamlyn）解釋道：“你走得越快，你需要的功率就越多，但太多了，你會燒掉復合材料。”。“因此，紅外相機會感應到疊層溫度，并在溫度超出指定范圍時向操作員發出警報。”他指出，科里奧利機器用于一系列零件和材料。哈姆林說：“AFP機器在零件開發和材料鑒定過程中經過‘培訓’。”。“這是建立每個零件和材料的加熱輪廓的地方。”這些參數保存為配方，然后由操作員選擇。整個系統由中央計算機控制，提供主要飛機結構所需的高級控制。

 

Accudyne Systems（德國紐瓦克，美國）銷售和營銷副總裁邁克·斯穆特（Mike Smoot）表示：“加熱膠帶的時間越長，溫度就會穿過層壓板，并在下面的層壓板中產生應力。”。“所以，這是溫度和時間的平衡。”他指出，薄壁結構的問題不大，厚結構的問題更大，并觀察到后者“在加工時會分層”。

 

荷蘭航空航天中心（NLR，阿姆斯特丹）結構技術部復合材料高級科學家亨利·德·弗里斯（Henri de Vries）表示同意：“這是ISC最大的問題之一。”。“通常，需要退火來釋放主要部分的熱應力，但也可以通過在鋪放過程中將零件保持在100°C來降低熱應力。”

 

加熱元件及其使用方式也可以起到糾正作用。FIDAMC（西班牙赫塔菲）工藝開發與實驗室負責人費爾南多·羅德里格斯（Fernando Rodriguez）解釋道：“我們可以在放置過程中使用不同輪廓的激光加熱更長長度的膠帶，這會導致更長的接觸和加熱時間，從而更好地固結和減少空隙。”。使用光纖（optical fiber ）和激光光學器件對熱塑性AFP中使用的二極管激光的輪廓或形狀進行了修改（見圖1和圖2）。哈姆林說：“這是一根從二極管源到安裝在頭上的激光光學器件的直徑非常小的（1毫米）光纖，它將激光源從層壓板上的圓形點轉換為夾點處的矩形輸出，這與正在鋪設的光纖的寬度相匹配。”。他補充道：“我們的機器可以鋪設從1/8英寸到2英寸（3.2毫米到50.8毫米）的寬度。光纖將把激光輸出拉伸到2英寸（20.8毫米）寬和1英寸（25.4毫米）高。”

 

速度與空隙、結晶度和膠帶厚度

影響工藝效率的一個關鍵特征是空隙率。Automated Dynamics總裁羅伯特·郎貢（Robert Langone）表示：“原位固結TPC零件的空隙率取決于AFP率、零件幾何形狀和預浸料質量。”。“大多數使用PEEK的零件空隙率為4-6%，而大多數航空航天零件的空隙率可低至3-4%。”特瑞堡生產各種ISC玻璃、碳和芳綸纖維零件，石油和天然氣零件使用PEEK，航空航天零件使用聚苯硫醚（PPS）、PEKK和PEEK。他指出：“我們能做的最好的事情是1%或更低一點，但不是針對每種幾何形狀或每種類型的熱塑性膠帶。”。

 

哈姆林說：“對于復雜的零件，我們可以實現96%的固結（3-4%的孔隙率），而對于平坦的零件，孔隙率小于2%。”。“使用平板，您可以更準確地放置纖維，這有助于提高固結度。關鍵是我們如何設置和控制工藝窗口和高壓實壓實機的壓力。”

 

Accudyne的斯穆特指出，他的公司在20世紀90年代的ISC開發過程中遇到了膠帶質量差的問題（見上篇文章）。“你無法滿足孔隙率或性能要求，”他解釋道。“Accudyne必須先將膠帶固結，然后用其原位層壓機進行處理。通過這種方式，它能夠獲得3%以內的熱壓罐性能，甚至生產出一些超過這一性能的面板。”

 

但哈姆林指出，熱塑性膠帶和絲束的質量有了顯著改善，孔隙率盡可能低至1%。

 

然而，FIDAMC的羅德里格斯看到了一些問題，尤其是在最近的強化機身面板演示中。“由于滾筒的作用，層壓板之間的固結非常好，”他說，“但由于原材料的多孔性，每個層壓板（內部）都有空隙。”他還指出了膠帶厚度、寬度和樹脂/纖維分布的均勻性問題。圖3中的顯微照片為CF/PEEK。羅德里格斯觀察到：“你可以看到空隙和不規則的厚度，這會導致壓實問題。”。“我們需要更均勻的厚度，”他補充道，“包括膠帶的寬度和長度。”

 

盡管存在這些問題，但一步工藝中的固結度約為熱壓壓或熱壓所實現的固結度的90%。羅德里格斯表示，這對于初級航空結構來說已經足夠高了，但FIDAMC正在與供應商合作，包括Barrday（美國馬薩諸塞州米爾伯里）、TenCate（荷蘭Almelo）、Toho Tenax（德國伍珀塔爾）和Victrex（英國蘭開夏郡Cleveleys），以實現更高質量的磁帶和相應的整合以及原位AFP處理速度的目標。

 

另一個關鍵問題是結晶度，這是半結晶聚合物（如PEEK、PEKK和PPS）在從熔體溫度冷卻成固體時形成的有序分子結構。一般來說，較慢的冷卻速率會增加結晶度，從而導致成品層壓板具有更高的機械性能和耐化學性。羅伯特·郎貢認為結晶度對某些應用比其他應用更重要。“你希望滿足每種應用的耐化學性和機械性能，以及零件在使用壽命內的穩定性。零件在結晶時會收縮，所以你真的希望在零件生產過程中完全做到這一點，以防止在使用過程中零件形狀發生變化。”他說，目標不僅是降低零件尺寸穩定性的風險，還降低零件內殘余應力形成的風險。

 

“在我看來，你不需要40%的結晶度，”德弗里斯在談到典型的理想百分比時說。“如果你比最大值（39-40%）低5-6%，性能和耐化學性都會有一點變化。所以，35-36%就足夠了，但低于這個值，性能會顯著下降。”

 

關于PEEK還是PEKK在結晶度方面提供更容易的加工，也存在爭議。德弗里斯（De Vries）認為PEKK在375°C和385°C的PEEK溫度下加工更適合AFP，“因為加工窗口更寬。”但并非所有人都同意。有人認為PEEK可以用于機翼結構，但由于其成本較低，PEKK可以用于機身。但這也存在爭議。大多數AFP設備制造 商和航空結構開發合作伙伴都在考慮這兩者。

 

第三個因素是膠帶厚度。在NLR，德弗里斯認為較厚的材料可以提高材料放置率，他聲稱可以像較薄的膠帶一樣處理，并進行一些工藝窗口優化。他說：“我們目前使用0.13毫米厚的標準0.25英寸寬的膠帶，這是索爾維公司的認證材料。”。“但我們正在TAPAS 2項目中使用TenCate探索厚度高達0.18毫米的膠帶。我們希望PEEK和PEKK都能達到0.25毫米的厚度，但很難獲得高質量的膠帶。”

 

一步流程還是兩步流程？

盡管大型ISC TPC零件顯然是可能的，但GKN Aerospace（英國Redditch）Fokker業務（荷蘭Papendrecht和Hoogeveen）的航空結構研發主管阿恩特·奧夫林加（Arnt Offringa）認為，“原位固結的挑戰是實現高鋪設速度。”ISC在氣缸、儲罐和管道應用中取得了成功，部分原因是其幾何形狀適合一步加工。他解釋道：“對于管狀形狀，可以獲得高速度，因為在鋪層過程中可以對纖維施加張力。”。

 

NLR的德弗里斯補充道，“Automated Dynamics很早就在圓柱體中實現了這一點，因為在每45°和90°的簾布層上，它就像一個環箍，施加環箍應力，防止固結，同時緩解熱應力。”

 

?？耸俏ㄒ灰患覔碛蠺PC機身零件在生產飛機上飛行的一級供應商，但這些零件是用熱壓罐或壓力機制造的。奧夫林加、德弗里斯以及TPC初級結構開發中的大多數荷蘭和法國合作伙伴都是航空結構特遣隊的一部分，該特遣隊更喜歡非圓柱形TPC零件的兩步工藝。

 

當開發TPC結構的一個經常被引用的驅動因素是比當前熱固性材料更快的循環時間時，為什么要使用熱壓罐？德弗里斯說：“因為在AFP中平衡速度和質量仍然相當困難。”。“你走得越快，你的質量就越差，但零件就越便宜。”因此，第二個熱壓罐步驟可以讓你達到快速AFP速度，同時仍然滿足所需的空隙率。

 

“我們正在開發一套加工技術，包括熱壓罐和非熱壓罐，”奧夫林加說。盡管熱壓罐和熱壓同時施加熱量和壓力，但奧夫林加將更快、更簡單的壓制選項與熱壓罐替代品進行了分類。“基本上，沖壓成型是一種非熱壓罐工藝。我們正在朝著更復雜、更大的結構邁出這一領域的下一步。同時，熱壓罐工藝也有一席之地，尤其是對于具有集成設計功能的大型、強彎曲產品。選擇哪種工藝取決于幾個因素，如成型率、零件尺寸和零件復雜性。”

 

哈姆林強調，兩步TPC的第二步不像熱固性復合材料那樣繁瑣、昂貴和耗時。盡管仍然需要真空裝袋，并且必須在真空下留出足夠的時間，將初級結構的孔隙率降低到<2%的要求，但“時間不如熱固性結構的時間多，”他說。“今天，你要花4-8個小時加熱一個巨大的工具，然后花8個小時聚合熱固性預浸料，然后冷卻。對于熱塑性塑料，你不是在聚合。你加熱30分鐘，達到400°C，再保持幾分鐘，而不是幾個小時，然后冷卻下來。”他指出，也有對加熱工具的研究，這可能會進一步加快循環時間。

 

哈姆林總結道：“我們不進行原位固結，而是在不減緩（與熱固性AFP速度相比）的情況下實現盡可能高的固結。我們可以在層間實現1-3%的孔隙率，然后進行短的真空裝袋循環。”。

 

德弗里斯對此表示贊同，并指出ISC AFP比率與第二步完成整合的流程之間仍存在明顯差距。“對于原位固結的熱塑性復合材料，我們可以以60-100毫米/秒的速度鋪設，但如果我們盡可能快地鋪設，然后在熱壓罐后鋪設，速度為600-700毫米/秒。”

 

為ISC TPC辯護

 

Automated Dynamics的羅伯特·郎貢承認，使用高壓釜進行兩步固結也簡化了認證，因為這與目前用于熱固性復合材料機身的工藝基本相同。也就是說，朗格尼堅定地站在ISC一步到位的陣營中。他說，通過激光加熱，TPC零件的生產速度可以接近熱固性零件。“在許多情況下，你會遇到二次速度問題，如管理結晶度、AFP工具的慣性以及機器人系統的加速和減速。”他指出，實際零件生產速度不僅僅是基于最大機器速度。他解釋道：“你還必須處理零件的復雜性、纖維方向、簾布層的堆積和脫落以及停止和重新啟動，以產生接近凈形狀并減少浪費。”。無論材料是熱固性的還是熱塑性的，這些問題都會減緩生產。

 

此外，羅伯特·郎貢認為，真正的優勢在于消除第二步的好處：“第二步整合會損害零件的整體經濟性，”他說。“我們使用標準工藝預制桁條、肋和艙壁，將其放入工具/心軸中，然后在頂部放置纖維。由此產生的現場固結、集成結構是Trelleborg（總部在瑞典的一家全球性公司）的關鍵能力之一，因為您可以在沒有粘合劑或緊固件的情況下生產結構。”盡管焊接也消除了粘合劑和緊固件，但與ISC相比，這是第三步。這些額外的步驟必須考慮到生產成本中，才能真正比較一步和兩步TPC工藝。

 

FIDAMC的羅德里格斯承認ISC AFP速度較慢，但他認為，如果不是機翼，也可以在機身鋪放中進行商業論證。“機翼結構非常厚，”他指出，“因此原位固結非常緩慢。但機身結構沒有那么厚。以我們在這里可以達到的速度，不需要額外的步驟，我們相信原位固結可以具有競爭力。”

 

羅德里格斯還呼吁注意工具成本的差異：“通過原位固結，工具就不那么復雜了。”與Trelleborg一樣，FIDAMC將完全固結的桁條和框架放入工具/心軸中，然后使用AFP在頂部構建層壓板，實現ISC加硬蒙皮。他聲稱：“你可以完美地控制所有元件的幾何形狀，因為當你AFP放置在頂部時，你只加熱桁條的最后一層。”。“您不需要復雜的工裝。例如，在桁條腹板中，您可以在沒有心軸和多件式工具的情況下保持幾何配置。”因此，在第二個固結步驟中安裝工裝嵌件不會減慢生產速度，總體而言，工裝成本更低。羅德里格斯承認：“很明顯，我們需要的原位整合速度低于兩步流程，但一步原位整合的工具數量和工具成本/復雜性要高得多。”

 

另一方面，對于一步訓練營來說，CW在新聞發布會前了解到了一種TPC膠帶替代品，該替代品可能會提高ISC的AFP放置速度。作為地平線2020項目NHYTE的領導者，Novotech（意大利那不勒斯）正在與各種合作伙伴合作，建造一種具有ISC蒙皮和感應焊接桁條的TPC機身面板，兩者都由預固結混合膠帶制成。該膠帶概念已獲得Leonardo Aircraft（意大利羅馬）的專利。Novotech采用工業化的連續工藝，將來自索爾維復合材料公司（Alparetta，GA，US）的AS4/APC2膠帶夾在兩層未增強的無定形聚醚酰亞胺（PEI）之間。將層加熱至400°C，并在控制冷卻的同時進行壓制，以實現PEEK中的結晶度。初步測試顯示PEEK和PEI之間具有良好的固結性。然后將這種混合膠帶纏繞并在科里奧利AFP機器中用于鋪設ISC外皮。因此，除了集成的蒙皮加勁肋結構外，ISC可以單獨用于蒙皮，桁條可以焊接到蒙皮上。

成熟度和為未來回報所做的工作

盡管ISC TPC材料和加工仍需要大量的開發工作，科里奧利復合材料公司的哈姆林認為該機器技術已經非常成熟。“現在的主要問題是如何使用這些機器；這是還有很多工作要做的地方。”

 

NLR的德弗里斯表示：“對于大型零件，我們仍然需要做大量工作來縮短ISC的機器時間。”。或者，他認為沖壓成型非常成熟。“我們已經為世界各地的客戶完成了沖壓成型工作。”將沖壓成型的加強筋焊接到ISC蒙皮上確實可以提供一種平衡良好的折衷方案，并更快地到達未來飛機上飛行的更多TPC主結構。

 

羅伯特·郎貢說：“35年來，Automated Dynamics，現在的Trelleborg，每天都在生產ISC零件。”。“從每年50萬個小到2克的零件，到每年多個大到40英尺長、使用2500磅復合材料的零件。”。

 

空中客車公司的科拉爾（Collart）表示：“如今，關鍵的挑戰不是要比熱固性復合材料更好，而是要開發一種在性能和成本方面與金屬具有競爭力的熱塑性技術。”。“我們的使命是成為復合材料技術和組件的燈塔，熱塑性塑料就是其中的一部分。”

 

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

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

楊超凡 2024.5.10