用于制造应用于飞行器或航天器的结构部件的方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种用于制造应用于飞行器或航天器的结构部件的方法。所述结构部件包含内侧和外侧，蒙皮部及用于加固、加强或者负载转移的、内侧的、与蒙皮部连接的结构。用于构成蒙皮部的蒙皮元件以及内侧结构中至少一个元件分别是由具有热塑性塑料基体的纤维复合材料构成的。内侧结构的元件与蒙皮元件至少局部焊接，与此同时，蒙皮元件保留在用于成形蒙皮元件的前一步中使用的工具部中。本发明专利技术还涉及一种用于制造应用于飞行器或航天器的结构部件的装置。

Method and device for the manufacture of structural components applied to aircraft or spacecraft

The present invention relates to a method for the manufacture of structural components applied to an aircraft or a spacecraft. The structural parts include the inside and the outside, the skin part and the structure for strengthening, strengthening, or load transfer, inside, and connected to the skin. A skin element for the skin and at least one element in the inner structure is made up of a fiber composite material with a thermoplastic matrix. The components inside the structure are at least partially welded with the skin element. Meanwhile, the skin element is retained in the tool part used for the forming of the skin element. The invention also relates to a device for the manufacture of structural components applied to an aircraft or a spacecraft.

【技术实现步骤摘要】
用于制造应用于飞行器或航天器的结构部件的方法及装置
本专利技术涉及一种用于制造应用于飞行器或航天器，尤其是飞机，的结构部件的方法及装置。
技术介绍
尽管本专利技术可应用于许多部件并尤其可应用于许多
的结构复合部件，本专利技术及其基于的问题将会以飞机结构的机身外壳的制造为例如下进行详细阐述。文件WO2011/120717A1描述了一种用于制造纤维强化的热塑性复合材料的方法和装置，其中，设备部件在进给方向上连续移动。所述设备部件通过冲头局部连接，冲头可在进给方向和其反向运动。文件DE102010050740B4涉及另外一种利用含有热塑性的塑料材料基体的复合材料制造飞机结构部件的方法，同时阐述了冲压工具的使用。在加工制造大型组件的过程中，例如制造飞行器或者航天器时，尤其是在连接大量的零件时，需适当考虑由于单个组件的单独加工导致的的加工误差，根据经验，解决此类问题是较昂贵的。这类问题通常也出现在集成由纤维复合材料构成的单独元件时。
技术实现思路
在此背景下，本专利技术目的在于，对用于飞行器或航天器的结构部件的制造进行进一步简化，并改进，同时尤其是在连接这样结构部件的各个元件时，实现更简单、可靠的误差补偿。根据本专利技术，所述目的通过权利要求1所述的方法及其具有的特征和/或通过权利要求14所述的装置及其具有的特征得以实现。本专利技术提出了一种用于制造结构部件的方法，该结构部件应用于飞行器或者航天器并包含内侧，外侧，蒙皮部及用于加固、加强或者负载转移的、内侧的、与蒙皮部连接的结构。同时，用于构成蒙皮部的蒙皮元件以及内侧结构的至少一个元件分别由具有热塑性塑料基体的纤维复合材料构成。在所提出的方法中，内侧结构的元件与蒙皮元件至少部分焊接，与此同时，蒙皮元件保留在用于成形蒙皮元件的前一步中使用的工具部中。另外，本专利技术提出了一种用于制造应用于飞行器或者航天器的结构部件的装置，所述待制造的结构部件包含内侧，外侧，蒙皮部及内测的、与蒙皮部连接的用于加固、加强或者负载转移的结构。所提出的装置包含：-工具部，该工具部用于形成由含有热塑性塑料基体的纤维复合材料构成的、用于构成蒙皮部的蒙皮元件，并作为压模工具的一部分，用于在压力和升高温度的作用下，将蒙皮元件冲压为一体；-相对于工具部可移动的装配设备，用于对至少一个由具有热塑性塑料基体的纤维复合材料构成的内侧结构的元件进行抓取和/或夹紧，以及定位；及-焊接设备，用于将所述内侧结构的元件与蒙皮元件至少局部焊接。本专利技术的方法尤其可以借助本专利技术的装置实施。本专利技术还提出了一种用于飞行器或者航天器的结构部件，该结构部件借助本专利技术的方法和/或本专利技术的装置制成。本专利技术基于的想法是，当蒙皮元件和内侧结构的元件分别设为热塑性纤维复合元件并通过焊接直接在已用于形成蒙皮元件的工具部中彼此牢固地连接时，进一步简化结构部件的构造，其中，由热塑性纤维复合材料构成的元件与整体部件相连接，并且进一步降低构造的费用。在焊接过程中，即使内侧结构的元件和蒙皮元件已分别完成加固，在已用于形成蒙皮元件的工具部中，也可以实现有针对性的误差补偿。通过这种方式，单独的、彼此连接的具有高质量的构件可以彼此分开地、合理地加工制造而成，然后有效地与结构部件连接在一起。本专利技术的尤其在飞行器或航天器领域具有优势，在该领域，一方面对于部件的可靠性和高品质，另一方面也对于部件的轻量化有所要求。本专利技术有利的实施方式及改进可由从属权利要求以及结合附图的描述中得出。在一个实施方式中，应用作为工具部的、用于加固蒙皮元件的压模工具的阴模工具部。有利的是，所述蒙皮元件在其加固后保留在所述阴模工具部中，并被接收支持在其中，并在接下来的内部结构的元件通过焊接连接的组合过程中无需被取出并继续被加工。以此降低加工制造的成本。在另外一个实施方式中，在焊接过程中，可实现内侧结构的元件针对蒙皮元件至少局部地塑性适应，特别是可补偿内侧结构元件和/或蒙皮元件的加工制造误差。以这种方式，通过内侧结构的元件的适应可得到有利的误差补偿，与此同时，蒙皮元件保留在之前用于成形的工具部中，且蒙皮部的目标几何结构不受影响。在一个实施方式中，焊接是借助电感应，或者借助超声波，或者借助激光，或者通过与加热体的表面接触实现。作为加热体，使用特别是刚性压块，例如一种加热的金属冲头，或者充满加热流体的垫，或者加热的聚合物垫，或者加热滚筒。在相应装置的实施方式中，焊接设备由电感应设备，或者超声波设备，或者激光器或者具有引导和/或聚焦激光束功能的设备构成，或者所述焊接设备由加热的刚性压块，或者充液空腔，或者加热聚合物垫，或者加热滚筒构成。在一个实施方式中，加热体的加热可以借助加热流体实现，但这也可以由通电的方式对加热体加热取代。在一个实施方式中，焊接过程还包括对内侧结构元件的至少局部的冷却。通过这种方式，可以在热塑性焊接过程中更好地控制热塑性塑料基体的冷却和再凝固，以此可以得到更高质量的焊接连接。此外，在必要的时候，可以避免内侧结构元件局部的软化或熔融，其中软化和熔融是希望避免的。在一个装置的相应实施方式中，装配设备为此包括冷却设备，其中，在装配设备中特别地设有冷却通道，其中冷却流体可以涌流通过。在一个实施方式中，在焊接过程中，压力至少作用在内侧结构的元件的局部区域。所述压力在这种情况下：-借助刚性压块和合适的用于使刚性压块运动的运动学元件或者为刚性压块提供弹性运动的弹性元件，或者-借助充液的和至少局部可形变的垫，或者-借助弹性可形变的聚合物垫，或者-借助可转动的滚筒，作用于内侧结构元件的局部。通过这种方式，在弯曲的蒙皮元件，特别也在径向地，也就是说垂直于蒙皮元件的主延伸方向，可以极为有效的施加压力，以此得到高品质的且可靠的热塑性焊接连接。在实施方式中，焊接设备与装配设备可集为一体，或者可选择地分开提供。在一个实施方式中，焊接是在使用装配设备下完成，所述装配设备包括一个可替换的嵌块或者多个可替换的嵌块，用于接收一个或者多个内侧结构的元件。通过这种方式，比如，可以使装配设备有目的地设有作为嵌块支座的基础构件，以及针对内侧结构的待焊接的元件的几何结构的可进行替换及匹配的嵌块。特别是在改进中，可以使一个焊接设备，或者说多个焊接设备与基础构件，或者一个嵌块，或者说多个嵌块集为一体。因此，所述装配设备特别灵活通用，以此也有利于降低结构部件的制造成本。在一个改进方案中，在必要的情况下，嵌块可以由分开的嵌块构成。在一个实施方式中，焊接设备由局部的、自适应的焊接单元和施压单元构成。在一个改进方案中，焊接在使用装配设备下完成，所述装配设备包括一个或者多个局部的、自适应的焊接单元和施压单元，特别是局部的、自适应的焊接单元和施压单元，其用于将元件在内侧结构元件的多个区域与蒙皮元件焊接。在一个实施方式中，在对内侧结构的元件与蒙皮元件的至少局部焊接中，在所述内侧结构元件与蒙皮元件接触之前，内侧结构的元件可以局部加热，例如借助红外辐射。这样的做法可以简化装配设备的结构。在这样的实施方式中，内侧结构的元件在局部加热后，在压力下向蒙皮元件移动。在一个实施方式中，内侧结构作为蒙皮部的后部结构，其中，在所述实施方式中，桁条或者肋会作为内侧结构的元件与蒙皮元件至少局部焊接。以此获得具有良好误差补偿的蒙皮部，桁条和/或者肋的组合，同时达到降低结构部本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于制造用于飞行器或者航天器(1)的结构部件(150)的方法，其中，所述结构部件(150)包括：内侧(162)和外侧(161)；蒙皮部(151)；以及用于加固、加强或者负载转移的、内侧的、与蒙皮部(151)连接的结构(13)，其中，用于构造蒙皮部(151)的蒙皮元件(101)和所述内侧结构(13)的至少一个元件(105；110；121‑125；132；140；145)分别由具有热塑性塑料基体的纤维复合材料构成，其中，所述内侧结构(13)的元件(105；110；121‑125；132；140；145)与蒙皮元件(101)至少局部焊接，与此同时，蒙皮元件(101)保留在用于成形蒙皮元件(101)的前一步中使用的工具部(28)中。

【技术特征摘要】
2016.06.08 DE 102016210086.61.一种用于制造用于飞行器或者航天器(1)的结构部件(150)的方法，其中，所述结构部件(150)包括：内侧(162)和外侧(161)；蒙皮部(151)；以及用于加固、加强或者负载转移的、内侧的、与蒙皮部(151)连接的结构(13)，其中，用于构造蒙皮部(151)的蒙皮元件(101)和所述内侧结构(13)的至少一个元件(105；110；121-125；132；140；145)分别由具有热塑性塑料基体的纤维复合材料构成，其中，所述内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)与蒙皮元件(101)至少局部焊接，与此同时，蒙皮元件(101)保留在用于成形蒙皮元件(101)的前一步中使用的工具部(28)中。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，用于加固蒙皮元件(101)使用的压模工具(19)的阴模工具部(28)设为所述工具部(28)。3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，在焊接过程中，所述内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)至少局部塑性适应于蒙皮元件(101)，尤其是用于补偿内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)和/或蒙皮元件(101)的加工制造误差。4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述焊接是借助电感应，或者借助超声波，或者借助激光，或者通过与加热体的表面接触实现，其中作为加热体，特别是使用刚性压块(37，38；52；98)，或者充满加热流体(F)的垫(48)，或者加热的聚合物垫(49)，或者加热滚筒(64)，或者，所述方法的特征还在于所述焊接借助内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)的局部加热，特别是借助红外线射线，以及借助内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)与蒙皮元件(101)的后续接触而实现。5.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述焊接另外包括所述内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)的至少局部的冷却。6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在焊接过程中，压力至少作用于所述内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)的一个区域(106；111)，其中，所述压力：-借助刚性压块(37，38；52；98)和合适的用于使刚性压块(37，38；52；98)运动的运动学元件(236)或者为刚性压块(37，38)提供弹性运动的弹性元件(237)，或者-借助充液的且至少局部可形变的垫(48)，或者-借助弹性可形变的聚合物垫(49)，或者-借助可转动的滚筒(64)，作用于所述内侧结构(13)的元件(105；110；121-125；132；140；145)的所述区域(1...

【专利技术属性】
技术研发人员：保罗·约恩，贝恩德·施温，彼得·林德，
申请(专利权)人：空中客车运营有限公司，
类型：发明
国别省市：德国,DE