将热固性复合物固化至目标固化状态的系统和方法技术方案

这里公开了将热固性复合物(TSC)固化至目标固化状态(SOC)的系统和方法。所述方法包括将热固性复合物加热至大于阈值温度。在加热期间，所述方法还包括监测热固性复合物的实际温度、确定由热固性复合物所达到的最大温度以及确定热固性复合物的实际温度大于阈值温度的经过时间。所述方法还包括至少部分地基于TSC的最大温度和经过时间来停止所述加热。所述系统包括加热组件、支撑芯轴、热固性复合物、温度检测器和被编程以执行所述方法的控制器。

System and Method for Curing Thermosetting Composites to Target Curing State

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】将热固性复合物固化至目标固化状态的系统和方法相关申请本申请要求于2017年3月16日提交的题为“将热固性复合物固化至期望固化状态的系统和方法”的美国临时专利申请序列号62/472,360的优先权。
本公开大体上涉及将热固性复合物固化至目标固化状态的系统和方法。
技术介绍
热固性复合物用于各种部件、产品和/或工业中。用于这些热固性复合物的材料可包括树脂浸渍的纺织品、或纤维束(例如预浸料)和/或干燥纤维床(例如预成型件)，其可在固化之前用树脂清扫和/或注入。在任一情况下，树脂(这里也可称为热固性树脂)在室温或环境温度下可为潜在的、非反应性的或至少基本上不反应的。这种热固性复合物通常在柔性未固化状态(这里也可称为生坯状态)下被铺设，并随后被加热。加热使热固性复合物固化(例如通过使树脂交联)，并使热固性复合物转变成固化状态。交联在这里也可称为使树脂聚合。在某些应用(例如航空航天工业)中，可由热固性复合物制成的固化热固性复合物部件可能非常大。作为实施例，飞行器的机身筒部分、飞行器的机翼和/或飞行器的尾部可以由热固性复合物形成。这种大的热固性复合物部件需要大的叠层芯轴用于铺叠，并且还需要大的加热组件(例如高压釜、烘箱和/或压力机)以固化热固性复合物部件。大叠层芯轴和大加热组件昂贵且需要非常大量的工厂空间。因此，经济地制造固化的热固性复合物部件可能需要以有效的方式利用大叠层芯轴和大加热组件。固化热固性复合物的现有技术方法通常依赖于将未固化的热固性复合物加热至高于阈值温度达至少阈值时间以产生固化的热固性复合物部件。在几乎所有情况下，这些方法被设计成确保热固性复合物的完全或几乎完全固化，是固化热固性复合物的资源密集型方法，并且可能不能最好地利用工厂设备和/或容量。由此，需要用于将热固性复合物固化至目标固化状态的改进方法。
技术实现思路
这里公开了将热固性复合物(TSC)固化至目标固化状态(SOC)的系统和方法。所述方法包括将所述热固性复合物加热至大于阈值温度。在所述加热期间，所述方法还包括监测所述热固性复合物的实际温度、确定所述热固性复合物所达到的最大温度以及确定所述热固性复合物的实际温度大于所述阈值温度的经过时间。所述方法还包括至少部分地基于所述TSC的所述最大温度和所述经过时间来停止所述加热。所述系统包括加热组件、支撑芯轴、热固性复合物、温度检测器和被编程以执行所述方法的控制器。所述加热组件被配置成调节加热环境的温度。所述支撑芯轴位于所述加热环境内。所述热固性复合物位于所述加热环境内并由所述支撑芯轴支撑。所述温度检测器被配置为监测所述热固性复合物的温度。所述控制器被编程为从所述温度检测器接收所述热固性复合物的温度，并通过控制所述加热组件的操作来控制所述加热环境的温度。附图说明图1是包括可以使用根据本公开的系统和方法形成的复合结构的飞行器的实施例。图2是可以形成图1的飞行器的一部分的机翼的实施例。图3是描绘根据本公开将热固性复合物固化至目标固化状态的方法的流程图。图4是可以与根据本公开的方法一起使用的模型热固性复合物的示例性剖视图。图5是在特定的一组过程条件下图4的模型热固性复合物的温度和固化时间轨迹程度的实施例。图6是在多个不同的过程条件下为图4的模型热固性复合物生成的多个温度-时间轨迹的实施例，其中多个温度时间轨迹中的每一个产生与模型热固性复合物相同的固化状态。图7是图4的模型热固性复合物的温度-时间轨迹的实施例，其示出了阈值温度、最大温度和热固性复合物的实际温度大于图4的模型热固性复合物的阈值温度的经过时间。图8是图4的模型热固性复合物产生目标固化状态的经过时间与最大温度的关系图。图9是飞行器制造和维护方法的流程图。图10是飞行器的框图。具体实施方式图1至图10提供了可以利用根据本公开的方法200制造的热固性复合物的方法200和/或可以在方法200期间生成和/或利用的数据和/或信息的示例性非排他性实施例。用于类似或至少基本相似的目的的元件在图1至图10的每一个中用相同的数字标记，并且这些元件可能在此不参考图1至图10中的每一个进行详细讨论。类似地，在图1至图10的每一个中可以不标记所有元件，但是为了一致性，这里可以使用与其相关的附图标记。在不脱离本公开的范围的情况下，在此参考图1至图10中的一个或多个讨论的元件、部件和/或特征可以包括在图1至图10的任何一个中和/或可以由图1至图10中的任何一个采用。通常，可能包括在给定(即，特定)实施方式中的元件以实线示出，而对于给定实施方式可选的元件以虚线示出。然而，以实线示出的元件对于所有实施方式不是必不可少的，并且在不脱离本公开的范围的情况下，可以从特定实施方式中省略以实线示出的元件。图1是根据本公开包括复合结构800的飞行器700的实施例，复合结构800可包括可利用方法200至少部分地由热固性复合物构成的固化的热固性复合物部件100。图2是可以形成飞行器700的一部分的机翼740的实施例。飞行器700可以包括多个部件，这些部件包括机身710、机身720、机身筒730、机翼740和/或尾翼750。飞行器700的复合结构800可包括多个复合材料层102，其可形成固化的热固性复合物部件100和/或可形成飞行器700的任何合适部件的一部分。作为实施例并且如图1所示，飞行器700可以包括可以形成、覆盖和/或是飞行器700的任何合适部分的外表面的蒙皮区段790，和/或可以与多个框架780一起支撑蒙皮区段790的内表面的多个桁条770。作为另一个例子并且如图2所示，机翼740可以包括多个可沿机翼的长度延伸的机翼桁条742。机翼740还可包括多个肋744。机翼桁条742和肋744一起可形成和/或限定用于机翼740的内支撑结构746的至少一部分，内支撑结构746可支撑覆盖机翼740的蒙皮区段790的内表面748。这些蒙皮区段在这里也可称为机翼蒙皮区段790。蒙皮区段790(或机翼蒙皮区段790)、桁条770、框架780、机翼桁条742、肋744和/或内支撑结构746可以至少部分地或甚至完全地由复合材料层102形成，和/或可以是可以利用这里公开的方法200形成的固化的热固性复合物部件100。图3是描绘根据本公开将热固性复合物(TSC)固化至期望和/或目标固化状态(SOC)的方法200的流程图。方法200可包括：在210处提供过程相关性和/或在220处选择温度阈值上限。方法200包括：在230处加热TSC并在240处停止TSC的加热。在210处的提供可包括在212处执行多个热仿真和/或在214处生成过程相关性。在230处加热的期间，方法200包括：在232处监测TSC的实际温度；在234处确定TSC的最大温度；以及在236处确定TSC高于阈值温度的经过时间。TSC可以被包括在可以采用这里公开的方法形成、制造和/或固化的任何合适的固化热固性复合物部件(例如图1和图2的固化热固性复合物部件100)中和/或形成其一部分。作为实施例，TSC可包括多个复合材料层或层片。所述层可包括多个纤维和/或由多个纤维形成。纤维可以由热固性树脂涂覆和/或浸渍。在这些条件下，TSC在这里也可称为预浸渍或预浸布材料。然而，其它TSC也落在本公开的范围内。作为实施例，TSC可包括干燥纤维床和/或用热固性树脂涂本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种将热固性复合物(TSC)固化至目标固化状态(SOC)的方法，所述方法包括：将所述TSC加热至大于阈值温度；在所述加热期间：(i)监测所述TSC的实际温度；(ii)确定所述TSC所达到的最大温度；和(iii)确定所述TSC的所述实际温度大于所述阈值温度的经过时间；以及至少部分地基于所述TSC的所述最大温度以及所述经过时间来停止所述加热。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2017.03.16 US 62/472,3601.一种将热固性复合物(TSC)固化至目标固化状态(SOC)的方法，所述方法包括：将所述TSC加热至大于阈值温度；在所述加热期间：(i)监测所述TSC的实际温度；(ii)确定所述TSC所达到的最大温度；和(iii)确定所述TSC的所述实际温度大于所述阈值温度的经过时间；以及至少部分地基于所述TSC的所述最大温度以及所述经过时间来停止所述加热。2.如权利要求1所述的方法，其中所述停止至少部分地基于所述TSC的所述最大温度与所述经过时间之间的关系。3.如权利要求1所述的方法，其中所述方法还包括为所述TSC的所述目标SOC提供过程相关性。4.如权利要求3所述的方法，其中所述过程相关性描述了产生所述目标SOC的所述TSC的所述经过时间和所述最大温度的组合。5.如权利要求3或4所述的方法，其中至少以下之一：(i)针对给定目标SOC的过程相关性与针对不同目标SOC的过程相关性是不同的；和(ii)针对给定阈值温度的过程相关性与针对不同阈值温度的过程相关性是不同的。6.如权利要求3至5中任一项所述的方法，其中所述过程相关性包括以下中的至少一者：(i)过程相关性曲线，所述过程相关性曲线描述所述最大温度的值与产生所述目标SOC的所述经过时间的对应值之间的函数关系；(ii)过程相关性查找表，所述过程相关性查找表描述配对的所述最大温度的值和产生所述目标SOC的所述经过时间的对应值；和(iii)过程相关性函数，所述过程相关性函数描述所述最大温度的值与产生所述目标SOC的所述经过时间的对应值之间的函数关系。7.如权利要求3至6中任一项所述的方法，其中至少以下之一：(i)所述过程相关性源自所述TSC的半经验模型、所述TSC的固化动力学和所述TSC的传热模型；(ii)所述方法还包括从所述TSC的半经验模型、所述TSC的固化动力学和所述TSC的传热模型导出所述过程相关性；(iii)所述过程相关性是通过实验导出的；和(iv)所述方法还包括通过实验导出所述过程相关性。8.如权利要求3至7中任一项所述的方法，其中所述停止包括：响应于指示所述TSC已达到所述目标SOC的所述过程相关性而停止。9.如权利要求3至8中任一项所述的方法，其中所述停止包括：对于产生所述目标SOC的所述最大温度，响应于所述经过时间超过阈值经过时间而停止。10.如权利要求3至9中任一项所述的方法，其中所述停止包括：对于产生所述目标SOC的所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：H·达拉尔，K·M·纳尔逊，T·J·舍伍德，F·N·阮，
申请(专利权)人：波音公司，东丽株式会社，
类型：发明
国别省市：美国,US