用NCF制造長桁、框、C型梁預制件
1引言
商用飛機市場增長預測要求下一代飛機的制造率。交付數量大幅增加到每月至少80架飛機。這一增長率迫使該行業將改進和實施飛機結構的新制造方法。制造挑戰的解決方案是制造集成機翼蒙皮、翼梁和機身通過干纖維/樹脂注入方法制造框組件。這種方法需要干燥這些結構零件中使用的碳纖維材料—Omega和T-長桁、C-梁和Z形框—在輸液前預先成型。這些結構零件的長度各不相同并且構成飛機中的大量結構零件。下一代工廠必須依靠自動化干纖維預成型技術，可滿足每月80架飛機的需求。諾斯羅普格魯曼公司已經調整了他們的自動加強件成型技術來處理各種，干燥碳纖維、無卷曲織物（NCF）材料。每種NCF材料都有其獨特的結構，ASF工藝必須針對每個NCF量身定制，以制造干燥的預成型件。評估了NCF結構與ASF工藝的相互作用，以了解每種材料的加工參數，以制造致密預成型件。討論了ASF過程中的材料性能以及由此產生的預成型件質量。
1.1自動加強筋成型
諾斯羅普·格魯曼公司的自動加強筋成（ASF-）技術目前正在進行改造以形成和固結用于樹脂注入飛機結構的干纖維加強件預成型件。ASF如今，生產中使用的技術是用熱固性材料制造復合加強件零件材料。對于熱固性預浸料，ASF是一種經過生產驗證的成熟技術環境。用于干纖維成型的ASF技術目前正在成熟，目標是展示以高速率（80架飛機/月）制造飛機加強筋的能力。
ASF工藝利用材料輸送頭和成型/壓實模塊自動逐層放置和加固層壓板，無需中間步驟從而提高制造率并降低成本。一層一層ASF工藝的性質允許材料具有出色的一致性和壓實性模具幾何形狀。ASF機器可以形成各種橫截面，包括：Omega、T、C和Z。
圖1. 用于生產熱固性長桁的自動加強筋成型機（ASFM）
ASF工藝可以被描述為一種“漸進式輥壓成型”的層壓和壓縮飛機結構零件，如長桁、框和翼梁。機器將干燥的NCF材料從材料輥直接分配到成型模具上。多個ASF機器可以分配不同面積重量和方向的不同材料格式。隨著材料的分配，壓路輥和其他壓實功能緊隨其后將材料成型并壓實成零件幾何形狀。圖2是ASF漸進式輥軋成形工藝。圖3顯示了漸進式成型輥壓實NCF層壓板。
圖2. ASF漸進式軋輥成形概念圖
圖3. ASF漸進成型NCF Omega長桁
1.2 自動成型工藝的NCF材料考慮因素
NCF可以是單層或多層碳纖維堆疊，以各種角度取向通過縫合固定在一起。縫合線可以是尼龍或熱塑性細線，能夠將簾布層堆疊在一起，以便于切割和搬運。許多NCF結構包括一種粘合劑，當熱激活時，可以進一步穩定層板堆疊。針跡類型、針跡密度，針腳張力對織物符合復雜幾何形狀的能力起著重要作用。
圖4. Saertex四軸NCF結構圖
補充圖: 空客“新A320”使用的帝人（Teijin）NCF
2實驗
2.1 NCF材料
對來自Saertex、Hexcel和帝人的NCF材料進行了評估。這些NCF各不相同結構，包括:單層UD、雙軸、三軸和四軸格式。每個制造商有自己的方法來制造NCF材料。材料和重量縫線和面紗因產品而異。一些NCF包括輕質樹脂粘合劑。這些成分的熔融溫度通過ASF驅動每種NCF的加工性能。這個許多NCF的構造細節是專有的，目前尚未公開。
表1顯示了評估的NCF材料和每個NCF的一般結構。所有的材料包括面紗和縫線。帝人NCF和Saertex三軸NCF包括輕質樹脂粘合劑。
表1. ASF工藝評估的NCF材料
2.2 平板NCF壓實試驗
對不同厚度的254 mm x 254 mm（10英寸x 10英寸）NCF層壓板進行了測試，范圍從2.54毫米（0.1英寸）到15.3毫米（0.604英寸），需要將層壓板固結到凈厚度，以確定加工參數。將干燥的NCF層壓板加熱在一定溫度和壓力范圍內壓實，然后測量以確定壓實的層壓板體積系數。層壓板體積系數被用作面板固結的指標質量。該值是通過取測量值之間的差值以百分比計算的厚度和理論厚度，并將結果除以理論厚度。這個理論厚度是使用層數和制造商提供的合并值計算的固結層厚度(CPT-consolidated ply thickness )。
每個平板在加熱的同時被壓實，然后冷卻到室溫以設置面板厚度。試驗中的溫度范圍為23°C（70°F）至180°C（356°F）。面板為僅在真空袋下和在具有不同夾緊壓力的壓機中壓實。每個面板在冷卻至室溫之前，將其在該溫度下保持一段時間。這個在室溫下測量預成型面板的厚度，壓實試驗及其后定期進行，以確定預成型件是否會壓實以及壓實量隨著時間的推移而分解。
2.3 通過ASF預成型NCF長桁
使用實驗室ASF設備，干燥各種加強筋幾何形狀的纖維預制件，代表生產的飛機結構零件用各種NCF材料格式層壓。平板壓實試驗確定的加工參數用于自動層壓工藝。飛機結構的Omega、T、C和Z橫截面幾何形狀被審判。這些結構的長度從1米到17米不等。
使用實驗室自動加強筋成型機（ASFM-Automated Stiffener Forming Machine）成型了將加強機翼或機身蒙皮的長桁預成型件。代表機身框的彎曲部分也由ASFM實驗室形成。
ASFM實驗室用于工藝開發活動。它可以針對不同的長桁幾何形狀進行配置。成型輥和加熱系統可以針對每種長桁幾何形狀和NCF材料進行修改。為了確保良好的成型質量，在預浸料上驗證了每種長桁幾何形狀的成型輥配置。由于預浸料在室溫下會自行粘附，因此成型輥的設計可以與固結NCF材料所需的加熱系統分開進行驗證。一旦成型輥設計被證明可以成功形成無皺紋層壓板，就對NCF材料的加熱系統進行了實施、測試和改進。長桁幾何形狀。成型輥和加熱系統可以針對每根長桁進行修改幾何形狀和NCF材料。為確保良好的成型質量，成型輥配置對于每種長桁幾何形狀，在預浸料上進行了驗證。由于預浸料在在室溫下，成型輥的設計可以與加熱系統分開進行驗證需要整合NCF材料。一旦成型輥的設計被證明成功形成無皺紋層壓板，NCF材料的加熱系統實施、測試和改進。
3結果
3.1 NCF壓實結果
對于每個測試的NCF，加工參數：熱和壓力是針對每個材料系統確定的。溫度和壓力都決定了最終零件的厚度。僅通過壓力就可以將面板壓實到凈厚度，但在沒有熱量的情況下，當壓力消除時，面板會分解。當面板被加熱到適當的工藝溫度，但施加的壓力不足時，面板沒有達到所需的體積系數。表2. 顯示了平板固結試驗的結果，顯示了加工壓力與所得體積系數之間的關系。圖5顯示了在特定壓力下加工時溫度與最終預成型體厚度之間的關系。
表2. NCF層壓板的固結試驗：恒溫、變壓
圖5. 四軸NCF預成型體的固結試驗：恒壓、變溫
發現有必要在將面板從測試中移除之前冷卻固結的面板設置。如果面板上的壓力在高溫時釋放，它會立即分解。發現溫度下的保持時間對面板體積系數幾乎沒有影響。一旦面板已經達到加工溫度，在該溫度下保持一分鐘以上并沒有顯示出面板固結水平的任何改善。發現NCF施工中的方向對固結結果沒有影響。
3.2 加強件預成型結果
長桁預成型件是使用ASF工藝用NCF材料制造的。雖然每種材料的具體加工參數各不相同，但最終的預成型件都成功成型并壓實到最終固化零件厚度的10%以內，沒有起皺。
3.2.1 T型長桁預成型
恒定橫截面、0.6米（2英尺）長的T形長桁由四軸NCF形成（見圖6）。為了制造T型型材，先成型兩個L型預成型件，然后將它們放在一起制成T型型材。在T型型材成型后將其移動到超聲波修整站，在那里將周邊修整到最終零件尺寸。制造了許多T型長桁預制件，并證明了將復雜的NCF層壓板壓實到接近凈厚度的可行性。這些T型型材的厚度剛好低于設計的凈厚度，平均體積系數為-2%。這些預成型件隨著時間的推移是穩定的，在數周內沒有顯示出可測量的脫固。
圖6. 四軸NCF制成的T形型材預制件
3.2.2 C-梁預成型件和RTM
長1.5米（5英尺）、寬0.3米（12英寸）的C-梁預成型件是由Saertex、Hexcel和帝人NCF通過ASF工藝形成的。層壓板從厚端的近18毫米（0.7英寸已批準公開發布；NG24-0045英寸）逐漸變細到薄端的近8毫米（0.3英寸）。四軸和雙軸NCF已成功形成并固結至接近凈厚度，最終的C-梁預成型演示器的整體固結水平為0.25%體積系數。
圖7. 帝人雙軸NCF – 在C-梁層壓板上的令人印象深刻的零件精加工和成形質量
圖8. C-梁層壓板壓實至凈厚度為8mm
能夠固結C-梁的厚層壓板是通過RTM工藝注入凈形狀結構的關鍵使能技術。為了將預成型件裝入RTM工藝中使用的封閉模具中，必須嚴格控制預成型件的體積系數。如果預成型件太厚，模具將難以閉合。在合模過程中，可以使用厚的預成型件否則模具可能會損壞。太薄的預成型件在RTM過程中可能不會分解，成品零件可能會有樹脂富集的區域。預成型質量和固結水平直接影響最終零件的質量。為了驗證ASF工藝的壓實水平和加工參數，將三個C-梁預成型件注入RTM工藝的封閉模具中。RTM試驗的結果表明，厚C-梁層壓板的理想體積系數在0%至5%之間，這是一個很容易通過ASF實現的固結水平。
圖9. C-梁演示器部分：預成型件用ASF制造，然后在封閉模具中RTM
3.3 NCF材料結構和ASF過程之間的相互作用
以下小節描述了材料在ASF過程中的表現。
3.3.1 格式：UD、Biax、Triax、Quad
不同NCF格式之間觀察到的最大差異是形成和固結每一層所需的護理量，而不會在材料中產生皺紋。較輕的面積重量NCF很容易符合長桁輪廓。雙軸NCF在ASF工藝下表現出優異的成形性。圖10顯示了用ASF機器形成和壓實的雙軸NCF層。材料很好地覆蓋在加強筋輪廓上，并且很好地符合零件特征，如半徑和凹凸，沒有起皺（見圖11）。因為每一層在沉積和成型后都是原始的，所以層壓板中的每一層后續層也是原始的。這導致了高質量的厚層壓預成型件。圖11是通過ASF工藝制成的厚度大于17毫米的雙軸NCF預成型件的示例。
圖10. 在C型模具上ASFM成形雙軸NCF
圖11. 帝人雙軸 NCF顯示出與半徑的良好一致性
所測試的三軸NCF也表現出對高輪廓幾何形狀的優異成形性。具有+45/90/-45結構的Saertex三軸NCF被證明非常符合代表性機身框架結構的彎曲幾何形狀。這種NCF結構使纖維能夠遵循彎曲的形狀而不會起皺。圖12顯示了框架幾何形狀上三軸NCF的成形質量。
圖12. Saertex三軸NCF在彎曲的Z幾何形狀上成形
在不彎曲纖維的情況下，具有跟隨零件曲率的0°纖維的機身框可能很難形成。因為內凸緣半徑比外凸緣半徑更緊，所以0°纖維必須相互剪切以符合框曲率。對于寬UD預浸料帶，預浸料中的樹脂可以防止纖維剪切，并且層不會在沒有明顯變形的情況下跟隨框的曲率。UD NCF的性質允許單個紗帶相互滑動，以遵循框的半徑。0°絲束可以相互剪切的量取決于NCF縫合的緊密程度。松散的縫合將允許更大的牽引剪切。牽引剪切效果見圖13。
圖13. Saertex UD-240gsm，紗帶剪切和彎曲符合框的幾何形狀
四軸NCF需要格外小心，以避免NCF堆疊內的纖維彎曲。較重的材料還需要仔細加熱，以穿透NCF的厚度，并充分軟化面紗，將NCF層粘附在層壓板中，同時不損壞有效材料處理/放置所需的縫合。
3.3.2縫合和面紗
縫合和面紗的熔融溫度會影響成型過程。研究發現，在材料分配和初始成型步驟中，縫合會穩定NCF材料。一旦加熱并使面紗軟化，面紗就會將NCF層粘在一起，并使壓實的層壓板穩定。在成型過程中，如果縫合材料在低于面紗材料的溫度下熔化，在面紗軟化和穩定纖維之前，縫合可能會損壞（見圖14和圖15）。這種效果也發生在具有細縫線的NCF材料上。發現縫合需要保持完整以穩定NCF，直到面紗可以軟化并穩定層壓板。當縫合在面紗軟化之前損壞時，NCF中的纖維會變形?？p合可能會因過熱或成型輥的壓力和摩擦而損壞。
圖14. NCF縫合線在面紗軟化前熔化，導致纖維變形
圖15. 激活面紗前縫線斷裂/熔化，導致纖維排列紊亂
發現堅固的縫合材料最適合ASF工藝。堅固的縫合能夠承受軟化面紗所需的熱量和成型輥的壓力。雖然ASF工藝可以適應精細縫合的NCF，但需要格外小心，防止損壞縫合。下圖說明了具有堅固和精細拼接的NCF上相同工藝參數的不同結果。圖16顯示了用堅固的縫合構造的NCF制成的預成型件，而圖17顯示了用精細縫合制成的預型件。兩個預成型件均采用相同的ASF成型參數制造。雖然這兩幅圖像比較了不同縫合對預成型件質量的影響，但當用相同的成形參數加工時，這并不意味著用精細縫合制成的NCF預成型件是質量較低的產品。同樣，ASF工藝可以針對特定的材料結構進行定制。
圖16. 具有堅固NCF縫合和卓越預成型質量的三軸 NCF
圖17. 采用與上圖相同的工藝參數成形的精細縫合四軸NCF-760gsm
為了制造穩定的預成型體，將其壓實到接近凈厚度，必須激活面紗以將NCF層緊緊地固定在一起。如上所述，在成型過程中需要縫合來穩定，在NCF毯中拖動，直到面紗達到其加工溫度，將毯粘在一起NCF堆疊中每個層界面以及NCF堆疊之間的粘附對于實現近凈厚度預成型件至關重要。
3.3.3粘合劑
在其結構中包含粉末粘合劑（在NCF制造過程中燒結到界面表面上的輕質樹脂粉末）的NCF材料被證明與ASF工藝兼容。這些NCF需要比沒有粘合劑材料的NCF更低的加工溫度?；罨恼澈蟿CF層很好地粘附在一起，并使壓實的預成型件保持穩定，從而提高了成型率。
另一個好處是，帶有粘合劑的NCF材料能夠更容易地重新加工?？梢詮膶訅喊迳侠鰩в姓澈蟿┑腘CF毯，而不會破壞預成型件。相反，NCF中的面紗一旦被激活，就不允許層壓板輕易地逐層分離。當從層壓板上移除粘附有面紗的NCF時，預成型體顯示出明顯的損壞。
4結論
ASF工藝已成功改進，可加工干碳纖維NCF材料。從單層單向到四軸的NCF格式已被用于構建壓實到接近凈厚度的長桁預成型件。T型材和C型材預成型件是通過ASF工藝制造的，以展示形成和固結NCF材料的自動化能力。C-梁預成型件的成功閉式模具注入驗證了ASF成型工藝參數。在高度彎曲的Z形框幾何形狀上形成NCF材料的額外工作表明，ASF工藝對于大型飛機加強筋系列是可行的。ASF工藝的進一步開發正在進行中，以提高干纖維預制件的制造率，為未來飛機的高速復合材料制造提供支持。
5編后語
從空客這十多年的研發成果來看，單通道民機機身結構，采用熱塑性復合材料制造。機翼結構件仍然采用熱固性復合材料制造。與以前不同的是，預浸料改用干碳纖維的無卷曲織物（NCF）、凈幾何尺寸裁片直接鋪放，不用自動鋪絲或自動鋪帶、用樹脂轉移模塑（RTM）注入樹脂、高溫爐固化，不用熱壓罐。當前C929正在設計中，上述先進技術能采用哪些？
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 》.
