高度对齐、短纤维可定制的通用成型原材料实现了航空航天性能，在零浪费的情况下实现了中试工厂，从纤维到零件类似金属的可成型性。

  TuFF 短纤维片材，适用于价格合理的复杂形状复合材料零件 UD-CCM 开发了可定制的通用成型原材料（TuFF-Tailorable Universal Feedstock），这是一种片材，由于高度的纤维排列和长度控制，它能够达到 UD 预浸料坯级的纤维体积和性能（此处显示的是 IM7 碳纤维），但由于其平面内可拉伸性，它很容易形成复杂的形状。

  美国国防高级研究计划局（DARPA，美国弗吉尼亚州阿灵顿）于 2015 年启动了可定制原材料和成型（TFF-Tailorable Feedstock and Forming）计划，以实现重量小于 20磅的复杂几何形状复合材料零件的快速、低成本和敏捷制造。复合材料在采用自动铺带和纤维铺设（ATL/AFP）等工艺制造的大型强化蒙皮中战胜了金属。然而，一个典型的战术军用机身中 80%以上的零件都是几何形状复杂的小型零件。对这些，由于复合材料和小零件制造的高成本和复杂性，机加工铝受到青睐。复合材料行业和 TFF 项目顾问杰夫·亨德里克斯（Jeff Hendrix）说：“你可以买一块 4 到 6 英寸的铝板，把它扔到数控加工中心，然后按下按钮。”DARPA 国防科学办公室的项目经理米克·马赫（Mick Maher）是 TFF 的创始人，他解释道：“尽管金属零件的制造成本更低，但它们额外的重量以及对开裂和腐蚀的易感性导致了系统的次优性能。”（尽管马赫在 2016 年完成了 DARPA 的五年任期，但他对 TFF 的愿景与现任 DARPA 项目经理扬·范登布兰德（Jan Vandenbrande 博士相同。）亨德里克斯对此表示赞同，但他指出，“没有人会为这些较小部件中的复合材料减重支付双倍的费用；它们必须比铝更具成本竞争力。”

  为了实现这一愿景，TFF 分为两个子程序——第一个子程序用于第 1 部分中讨论的材料（原料），第二个子程序用于下个月的第 2 部分中探讨的成型（成型）：

   由波音公司（美国伊利诺伊州芝加哥）领导的 RApid 高性能制造（RAPM- RApid high-Performance Manufacturing，发音为“wrap em”）。TuFF 原材料是一种高度对齐、不连续的薄层形式的纤维预成型体，可与热塑性（TP- thermoplastic）或热固性（TS- thermoset）树脂组合用于预浸料，或以干形式用于基于浸渍的工艺。一种正在申请专利的不连续碳纤维对准和预成型工艺已在 UD-CCM 的一个 5 吨/年的试验设施中进行了演示，该试验设施包括：

  预浸和定制坯料生产TS/TP 成型和液体成型工作站，将于 2020 年第三季度增加。

  对准过程与纤维材质无关，TuFF 预成型件是用航空航天级聚丙烯腈（PAN）碳纤维（例如 IM7、 T800）、沥青碳纤维、再生碳纤维、玻璃和陶瓷纤维制造的。具有1%空隙和高达 63%纤维体积的层压板在成型的过程中表现出40%的双轴平面内应变能力，像金属能够在没有厚度变化或复杂铺层图案的情况下成型复杂几何形状。试点工艺线还展示了 TuFF 工艺废料纤维的闭环回收和再利用，目标是实现零废物制造。作为其复合材料卓越奖（ACE）计划的一部分，TuFF 在 2019 年 CAMX 上获得了美国复合材料制造商协会（ACMA；美国弗吉尼亚州阿灵顿）颁发的市场增长无限可能性奖。

  连续碳纤维给 TFF 的目标带来了两个问题：它昂贵且难以形成复杂的形状。短纤维提供了可成形性，但目前的形式和工艺，如注射成型，不能提供所需的高纤维体积性能（图 1）。还有一个问题是，如何在越来越分散的国防部市场上以较低的数量分摊高昂的工装和零件开发成本。

  UD-CCM 主任、TuFF 首席研究员小约翰·W·吉莱斯皮（John W.Gillespie，Jr.）博士补充道：“这使得复合材料零件在独特的零件/工艺/程序认证方面变得昂贵。”。当时，TuFF 的目标是开发一种能够证明类似金属的可成形性的材料，但也能够直接进行定制，以满足国防部的一系列应用需求和数量。

  图 1：短纤维形式、长纤维性能和可成型性，可降低零件成本 DARPA 资助的 TuFF 计划的目标是提供一种通用材料，该材料能定制以满足特定零件和计划的要求，但仍能使复合材料在国防应用中战胜机加工铝小零件（10 公斤），即使商用飞机和汽车领域的最新技术进步，复合材料的市场渗透率仍然很小。

  亚拉加达（Yarlagadda）说：“TuFF 计划旨在解决几个关键挑战，包括如何制造直径较小的短碳纤维，使复合材料具有航空航天性能。”。“我们的想法是转向低成本的沥青前体，直接生产短纤维，而不是切割连续纤维，旨在提高 IM（中等模量）碳纤维的性能。”该项目包括德雷塞尔大学（美国宾夕法尼亚州费城）、弗吉尼亚理工学院和州立大学（美国弗吉尼亚州布莱克斯堡）以及克莱姆森大学（美国南卡罗来纳州克莱姆森）作为分包商，后者在沥青纤维上完成大部分工作。

  亚拉加达解释道：“这是一个具有挑战性的问题，因为你所看到的工艺与生产连续纤维的工艺非常不同。”尽管已经对克莱姆森沥青纤维的多次迭代进行了评估，但开发和成熟沥青纤维技术还需要 DARPA TuFF 项目之外的额外工作。因此，本文给出的 TuFF结果是使用切割成短长度的商用连续 PAN 纤维实现的。下文将讨论成本影响。

  TuFF 最终在之前的努力失败的地方取得了成功，因为它能够严控纤维长度并与位于可成形性最佳点内的长宽比对准。

  几十年来，人们一直在寻找价格合理、可成型复合材料的短碳纤维解决方案（图 2），包括 DiscoTex、拉伸断裂碳纤维（SBCF-stretch-broken carbon fiber）和 HiPerDif-High Performance Discontinuous Fiber（高性能不连续纤维）。对于SBCF，机械工艺将连续的 PAN 碳纤维断裂成 25-50 毫米或更长的长度。对于使用的直径为 0.005 毫米的 IM7碳纤维（美国康涅狄格州斯坦福德 Hexcel）, 这给出了 10000 的纵横比。亚拉加达解释道：“超过 10000 的纵横比需要很高的成形力。”他指出，可成形性的最佳点是纵横比在 100 到 1000 之间。TuFF 使用 3 毫米长的 IM7 纤维，纵横比为 600。

  亚拉加达说：“从 20 世纪 90 年代末开始发表的技术论文表明，长径比为 100 的短纤维应与连续纤维的硬度相匹配，长径比为 1000 的短纤维也应与强度相匹配。”。“但纤维对准也有一定的问题。”

  由英国布里斯托尔大学（Bristol）开发的高性能不连续纤维（HiPerDiF）可使用一系列不同长度的碳纤维原料，从 1 毫米到 12 毫米长，这些原料悬浮在水中，并从喷嘴沉积到基质上，以形成对齐的纤维预成型件。因此，与拉伸断裂碳纤维（SBCF）相比，它们改善了纤维排列，但据报道，67%的纤维位于单向±3度以内。TuFF 实现了 95%以上的纤维在所需方向的 5度内排列。

  UD-CCM 助理总监、TuFF 项目负责人德克·海德（Dirk Heider）解释道：“通过这种高水平的纤维排列，我们大家可以获得与单向预浸料相同的纤维体积。”。他指出，使用 3 毫米长 IM7 碳纤维的复合材料已证明纤维体积控制在 40%至 63%之间。

  另一个重要的条件是纤维长度控制；95%的 IM7 纤维长 2.8 至 3.2 毫米（标称 3±0.2 毫米）。吉莱斯皮（Gillespie）解释道：“你希望纤维长度非常一致，以优化机械和成型性能，以此来实现可重复的工艺。”。海德补充道，3 毫米的 IM7 纤维长度足以提供完整的性能转换，同时降低成型压力和工具成本。“无论纤维类型如何，我们都能控制微观结构，”他说。亚拉加达补充道，“如果你有均匀的微观结构，那么你就有了全局均匀的响应，从而在成形过程中获得一致的零件厚度。”

  散纱尺寸是一个因素吗？“不，”海德说。“你必须在细纱水平上对齐，否则你就没有办法获得性能和受控微观结构的转换。我们从外部供应商那里收到切碎的 IM7 丝束，然后将其分散在水中成丝。然后，我们将细纱沉积为有很高对齐度的薄片，以非常可控的方式将纤维重新组合在一起。”。“正在申请专利的 TuFF 工艺生产铺层（8 微米厚）纤维片，然后可以堆叠成定制的厚层、切割成坯件或切割成胶带。薄层是指展开的丝束，例如，5 毫米宽的 12K 高强度（HS- high-strength）碳纤维丝束通常被展开到 25 毫米宽的胶带上。海德指出：“我们已证明了一种拥有非常良好可操纵性的薄层胶带，其半径为 1 英寸，而连续纤维胶带的半径为 40-50 英寸。”

  海德说，标准模量纤维的直径约为 7 微米（0.007毫米），这在某种程度上预示着 TuFF 的纤维长度为 4 至 5 毫米 所需的纵横比为 100-1000。他还指出，复合材料的性能不仅取决于纤维，还取决于树脂和树脂-纤维界面。海德说：“我们从始至终在研究商业纤维，这种纤维经过航空热塑性树脂和环氧树脂的表面处理，但不是上浆。”

  “我们的短纤维和树脂之间表现出良好的结合，这在 2019 年 SAMPE 上发表的几篇论文中有报道。”

  吉莱斯皮说：“我们正在用 PEI（聚醚酰亚胺）和 PEKK（聚醚酮）热塑性塑料以及 Hexcel 8552 环氧树脂（用于 HexPly 单向预浸料）测试对齐的短纤维材料，以展示航空航天级复合材料的性能。”。PEI 测试已完成，显示复合材料的性能与连续碳纤维相当（图 3），包括拉伸、压缩和剪切，以及缺口性能，如开孔拉伸和压缩（OHT- open-hole tension /OHC- compression open- hole）和承载强度。PEKK 和 8552 环氧树脂的测试正在进行中，将于今年完成。

  在初步测试中（见下文），TuFF 显示出与UD 预浸料相同的性能，并且由于薄帘布层微观结构，与标准IM7/8552 环氧树脂预浸料相比，薄帘布层（60gsm/60 微米厚）IM7/PEI 材料的某些性能甚至有所提高。

  亚拉加达说：“我们也可以生产空隙率小于 1%的复合材料层压板。”。“我们还展示了与 UD 热固性和热塑性预浸料相当的性能，以及薄层 TuFF 格式的一些初步数据。”薄层增强材料已被证明能大大的提升承载能力，减少裂纹扩展，来提升损伤容限。亚拉加达补充道：“这一初步多个方面数据显示，由于薄铺层的微观结构，抗拉强度提高了 30%。”

  他补充道：“这样一种材料在平面内是可拉伸的，所以它可以像金属一样成形。”。TuFF 已形成双轴应变大于 40%的零件几何形状。“我们保持边界并将其成形，非常像金属成形过程。”TuFF 的可成形性已被证明适用于一系列叠层，包括 0 度和 90 度单向（UD）、0/90 双轴和准各向同性。图 4 和下面视频中的图像也展示了一系列复杂形状的零件。“我们从薄零件开始，因为没有办法隐藏缺陷。”

  UD-CCM 的高级科学家、TuFF 的共同发明人约翰·蒂尔尼（John Tierney）博士说：“我们在 DARPA 项目中的目标之一是超越实验室规模的系统。”。“经过几次迭代，我们目前有两条 24 英寸宽的生产线，用来生产对齐的短纤维片材：一条标准线和一条离轴线，用于产生倾斜的纤维方向（例如，45、30、60 度）。”这些生产线的标准片材是一种连续的薄层材料，厚度为 8微米，约为 8 克/平方米（图 5）。片材被卷绕到辊上，然后将辊装载到相邻的自动堆叠系统中。这是在内部构建的，需要单独的辊和堆叠多达八层，以构建所需的纤维面积重量和纤维定向叠层，由此产生 30-190 克/平方米和 30-190 微米厚的标准预浸料和坯料。

  亚拉加达指出：“第三台机器，用于预浸和定制坯料制造，大部分是现成的，但是为处理我们的材料而定制的。”。“在使用这台机器之前，我们从始至终在使用树脂膜工艺，将堆叠的片材与树脂膜分层，然后施加热量和压力进行固结。半连续分度压力机的设计使我们也可以制造预浸料坯或定制的热塑性坯料。”

  他解释说，制作坯件的过程不是将胶带应用于旋转台上的 AFP 过程。“它遵循标准的复合材料叠层方法，在这种方法中，量身定做的坯料设计驱动了叠层顺序。TuFF 所能做的是简化坯料几何形状，消除复杂的厚度变化和叠层形状，因为平面内拉伸能力允许复杂的成型。”海德解释说，在随后的成型工作站中，可以生产0.9 乘 1.2 米的零件，“我们一般使用特定叠层的矩形预固结坯件，然后将其成型，类似于金属板成型。我们还制作干坯件，并将其成型用在液态物体树脂注入。”这项工作是由 UD-CCM 的小型公司孵化器 Composites Automation LLC 完成的，该孵化器也位于纽瓦克。海德补充道：“结果看起来非常有希望。”。“我们大家可以使用热塑性面纱稳定材料，然后很容易地将其预成型，然后注入。”

  蒂尔尼强调，这个具有集成自动化和 5 吨/年产能的中试工厂展示了 TuFF 技术的工业可扩展性。他解释道：“所有的硬件都反映了一个全尺寸工厂的样子。”。“它目前正在为我们的材料特性测试和成型演示提供所需的材料。”

  TuFF 已经证明了其以高成型性满足航空航天性能的能力，但低成本呢？亚拉加达承认：“我们正在使用连续的短切PAN 纤维。”。“然而，市场上有来自Toray、 Hexcel、Teijin 和其他公司的商用短纤维，以及来自回收和废物流来源的短纤维。这些纤维没有初级航空航天结构所需的认证，但有可能显著降低其他应用的材料成本。”

  归根结底，这取决于纤维到零件的成本结构，”他继续说道。“使用织物和 UD 胶带，您可以承担从纤维转 换成这种形状，然后再转换成复杂几何形状零件的成本，后者由于复杂性、缺陷等而产生重大的废料和成型风险。通过从连续的、经过认证的纤维开始进行后续切割，我 们确实会获得一些额外的成本，但当我们将其转换成复 杂的形状时，形成起来要容易得多。因此，避免复杂的图案和叠层，加上 TuFF 在航空航天零件上的可成形性和较低的废料，具有优势。”

  亨德里克斯承认，UD-CCM 能够正常的使用连续纤维材料形成深拉零件，这对 TFF 的 RAPM 计划是一个挑战（见即将发布的第 2 部分）。“TuFF 能够使用六张片材而不是 20 种不同的亚改革来制造这些零件，这是实现我们成本目标的关键。他们还表明，他们可以制造传统材料无法制造的几何形状。亚拉加达引用了开幕照片中的华夫饼部分：“这在连续纤维的情况下是不可能的。这对你的价值和商业案例计算有何影响？这需要你退后一步，问问你现在如何制造零件，以及你可以利用什么设计自由？”

  海德回到纤维成本，并考虑了另一个因素：废物再利用。“如果你不需要经过认证的纤维，可以使用成本较低的短纤维或再生纤维。”大多数再生纤维都是短纤维，因为热解和其他一些过程需要在从废弃预浸料和固化废物/报废零件中去除树脂之前进行切碎。

  亚拉加达说：“如果你以短纤维形式为起点，你所有的废料都可以重复使用，这样你就基本上实现了零浪费的制造过程。”。“这不是 DARPA TFF 计划的重点，但我们已经证明，我们可以回收 TuFF 材料，将该纤维通过 TuFF 工艺，并获得相同的性能。国防部的应用需要经过认证的航空航天级纤维，但我们认为短纤维的成本优势仍将使其有可能明显降低成本。”

  吉莱斯皮说：“我们希望完成 PEKK 和 8552 环氧树脂的性能测试，然后公布这些结果，以及我们在各种零件成型过程中的工作。”。“我们有专利正在申请中，正在对该技术进行许可。”DARPA TFF 项目将于 2020 年正式结束，所有测试和结果都将公布。

  吉莱斯皮说：“当 TFF 最初成立时，该项目正在研究为什么复合材料没有更多地用于国防和汽车。”。“对于汽车业来说，这是因为他们已经投资于金属成型，必须重新投资于复合材料。但当复合材料可以像金属一样成型时会发生什么？然后，重新配置现有生产流程和利用现有设备变得更容易。”

  对于亨德里克斯来说，当务之急不是大批量生 产，而是如何在小批量下实现负担得起的重量节约。

  “我不希望用 10000 个复合材料零件取代 10000 个铝零件，”他承认，“但我会选择几百个。”要做到这一点，下一步是以一些示例零件为例，使用这些材料和工艺，使它们达到航空航天质量，并验证机加工铝的经济性。

  在第 2 部分中，CW 将回顾 RAPM 计划，该计划正在探索可重构制造工作站中的各种工艺，其特点是模块化工具和具有像素化温度控制的快速加热/冷却。

  TuFF 的短纤维和均匀的微观结构使其能够在没有高压或复杂温度控制的情况下形成 航空航天质量、复杂形状。这种材料也可以被分割成连续的带，用于 AFP 处理。定制通用原料，用于将材料成形为复杂形状。量身定制的通用成型原料（TuFF）材料薄层胶带。

  UD-CCM 已经安装了一个 5 吨/年的中试工厂， 生产连续 TuFF 片材和预浸料以及定制坯料，这些坯料将用于其柔性制造单元，用于 0.9 乘 1.2 米（3 乘 4 英尺）的复杂形状零件。

  波音公司领导的零部件试验探索了输液、压缩成型和热塑性复材，提供了经验教训和供应链选择，以更好地与铝竞争。

  DARPA 的可定制原料和成型（TFF-ľailoíablc Iccdsťock a⭲d Ioími⭲g）程序中的RAPM 子程序汇编了当前/过去生产的分析数据以及多个零件成型试验的经验数据，以生成这些曲线。目标是更好地了解复合材料零件和工艺的贸易空间。

  国防高级研究计划局（DARPA，美国弗吉尼亚州阿灵顿）于 2015 年启动了可定制原料和成型（TFF-Tailorable Feedstock and Forming）计划，以实现国防飞机小型复杂形状复合材料零件的快速、低成本和敏捷制造。这项为期 48 个月的计划旨在提高复合材料的成本竞争力，以利用其与机加工铝相比的重量节省和耐腐蚀开裂性能。在本系列的第 1 部分中，CW 探讨了 TFF 的愿景及其可定制的通用成形原料（TuFF-Tailorable Universal Feedstock for Forming）子程序，该子程序开发了一种具有高机械性能和类金属成形性的短纤维片材。

  在这篇文章中，重点从原料转移到可定制原料和成型(TFF)的第二个子程序的成型：由波音公司（美国伊利诺伊州芝加哥）领导的 RApid 高性能制造（RAPM，发音为“wrappe-em”）。该项目始于 2016年 7 月，已在多篇出版物中发表了其成果，包括 6 篇论文和 2019 年 SAMPE 的两次演讲。正如波音公司技术研究员和首席研究员哈恩（Gail Hahn）和汤姆·佐齐斯（Tom Tsotsis）所解释的那样，RAPM 的目标是 “彻底改变小型复合材料零件的成本模式，使其能够在国防应用中广泛使用。”

  哈恩说：“我们一开始就有这样的愿景，即以汽车效率实现航空航天性能。”。该项目与汽车复合材料和零部件制造商合作，包括苏威复合材料公司（Solvay-美国佐治亚州 Alparetta）和 SGL 复合材料公司）（奥地利 Ried 和 Ort im Innkreis），但实现航空航天性能并不总是那么简单。汤姆·佐齐斯说：“尽管低温快速固化环氧树脂很容易用于汽车应用，但它们还不能满足航空航天的要求。”。RAPM 确实使用了新的、快速固化的、由两部分组成的环氧树脂，目标是航空航天级树脂灌注部件。然而，最初，SGL 的成型系统不能超过 130°C，这阻碍了工具上达到 30 分钟时间的目标。

  汤姆·佐齐斯说：“我们的目标是在工具上实现30 分钟的最长时间，从而可使用高速工作单元来降低系统级成本，使其与机加工铝具有成本竞争力。”哈恩补充道：“在波音公司内部，我们决定这将满足我们在国防应用方面所看到的一切。”。“当我们大家可以用热塑性塑料处理 2 到 6 分钟时，为什么要在这里设置它？因为热塑性材料需要更高的温度处理，并有相应的工具限制，我们的目标是为我们的供应链提供充足的选择。”

  随着该项目的推进，它向航空航天材料和制造商开放，甚至向苏威的 XEP-2750 等实验系统开放。哈恩说：“我们最初认为我们能够全面评估这个系统，就像我们在 2007 年至 2012 年 DARPA 项目‘非热压罐制造技术’中对 CYCOM 5320-1 所做的那样。”尽管不可能进行同样程度的评估，但 XEP-2750 现已被苏威作为 CYCOM EP-2750 商业化（见在线侧栏“RAPM 中用于压缩成型的新型预浸料”），并受益于大量 RAPM零件试验和经验教训。

  复合材料行业和 TFF 项目顾问杰夫·亨德里克斯（Jeff Hendrix）在谈到 RAPM 的目标时表示：“我想要的只是一些小型复合材料零件的工艺，这些工艺可以在权衡研究中战胜铝。”那么，RAPM 成功了吗？CW 探索了该项目制造数百个零件的努力，通过多种材料和工艺比较了十几种航空航天零件配置，同时寻求减少时间和成本的方法。

  HITCO 碳纤维复合材料（美国加利福尼亚州Gardena）和 SGL 复合材料的树脂灌注

   使用苏威（Solvay 复合材料英国 Heanor 和美国加利福尼亚州阿纳海姆。Fiber Dynamics（美国堪萨斯州威奇托）和 Reinhold Industries（美国加利福尼亚州圣达菲斯普林斯）

  与 ATC Manufacturing 股份有限公司（美国爱达荷州波斯特福尔斯）和 TxV Aero（美国罗德岛布里斯托尔）进行热塑性成型

  成型试验分两个阶段完成：最初的“制造开发”阶段（图 1），然后是随后的“挑战和过渡”（C&T-Challenge and Transition）零件（图 2），以挑战最初的开发和过渡候选者，这些候选者有可能战胜机加工铝。

  初始成型试验包括三个主要工艺路线和三个主要零件配置，旨在为后续挑战和过渡零件制定设计和工艺指南（图 2）

  从初始阶段选择的零件被定义为一个或多个工艺，以挑战初始开发和过渡候选者，从而有可能战胜机加工铝。

  制造开发试验使用了三种主要部件配置：加强面板（有两种类型）、带衬垫的肋骨（帘布层结构）和弯曲的 C 形通道。这些包含了航空航天零件的共同特征，可能会带来制造挑战：加强面板具有多个平面外特征，加上衬垫向上、衬垫向下和垂直边缘；肋板具有具有多个 90 度边缘以及在其中一个边缘中有下陷；并且 C 形通道具有不同的内外半径、凸缘中不同的曲率和腹板中的铺层有明显下降。

  目标是为三条路线中的每一条制定设计和制造指南。哈恩回忆道：“第一次试用看起来并不吸引人。”。“但它们有助于确定可接受的半径和零件几何形状，从而生产出没有不必要的纤维变形的零件，以及施加在工具上的张力、温度、压力和时间等参数的最佳组合。”

  所有三种 RAPM 材料和工艺路线都包括使用表面生成（英国拉特兰）按功能规范生产（PtFS）像素化加热控制和工具系统的试验，该系统位于密苏里州圣路易斯的波音研发中心。哈恩说：“这是因为我们正在寻找一种工作站，可以在灵活的速率环境中容纳所有三种类型的材料/工艺。”。“我们能够探索不同的温度控制方法和成本。”波音 PtFS 工作站的最高温度为 440°C，夹紧力为 150 吨，有效零件体积为 750×750×100 毫米。

  尽管最初的设想是使用 TuFF 短纤维片材，但由于这些材料在一开始就不可用，RAPM 继续使用替代材料。这实际上对复合材料行业是有益的，因为替代品涵盖了更能反映该项目之外正在使用和开发的材料：汽车有机片材和航空航天合格的预浸料、实验环氧树脂、半结晶热塑性塑料和短切预浸料化合物。因此，研究结果和发现涉及所有类型的复合材料制造商，而不仅仅是国防部的制造商。

  计算流建模用于更好地了解如何注入这些零件，分析工艺行为以优化材料和工艺参数，并评估注入场景。

  对工具方法进行了评估，以确定如何以及何时向不同类型的预成型件几何形状施加张力，从而最大限度地减少纤维变形。对这些设计变化进行了验证，以改进 C 通道的几何形状，然后进行计算机断层扫描（CT）分析。经验教训被应用于随后的 C&T 阶段，转向低压 RTM（LP-RTM）以减少相关成本。

  在这些探路者零件试验中，在几个深拉半径中发现了分层。汤姆·佐齐斯认为，这是由工具中树脂的初始固化不足（因为 SGL 的蒸汽加热系统将工具温度限制在 130°C）和零件拆卸过程中的热/机械平面外应力共同造成的。“由于树脂强度尚未得到充分发展，这些异常现象很可能已经通过工具上的完全固化而消除，”他建议道。“SGL 无法同时满足工具上的时间和航空航天性能，直到向工具中添加油加热（相对于仅蒸汽），使其能够在 130°C 以上固化，” 哈恩指出。这是在制造开发试验之后添加的。

  RI-RAPM-004 深拉挑战部件是使用低压预成型和RTM 制成的，这允许具有成本效益的 Raku Tool 工具和用于预成型的手动夹紧机构（左上）以及用于固化的铝工具（右上）。使用多个预成型件来创建没有褶皱的深拉几何形状。

  制造开发试验的结果随后用于开发挑战试验和过渡试验。RI-RAPM-004 深拉挑战部件也完成了建模（图 3），其具有两个深拉特征：5 厘米的矩形区域和从矩形过渡到 V 形的 10 厘米区域。受生产盘组件的启发，其复杂的几何形状确保了树脂流动路径的不均匀性。Huntsman（瑞士巴塞尔）使用 PAM RTM 软件（ESI Group，Paris，France）对使用 FAF2 二元环氧树脂（Huntsman，the Woodlands，Tex。

  RI-RAPM-004 包括一个用于蒙皮的预成型件，每个深拉部分一个，以及两个堆积区域（图 3）。这些预制件元件使用了不同的叠层，以满足设计的面板厚度。

  “低压预成型和 LP-RTM 允许使用具有成本效益的工具（与钢相比）：带有手动夹具的预成型工具由聚氨酯基 Raku tool 材料（RAMPF Tooling Solutions， Grafenberg，德国）制成；固化工具由 5083 铝制成。

  最初的 RI-RAPM-004 试验显示，出口附近的气流出现意外异常，导致表层层上升，导致纤维变形。颠倒入口和出口解决了这个问题。在 130°C 的工具中浸泡和初始固化后，零件在 180°C 下后固化 60 分钟，然后机械加工成净形状。10 个高质量零件被交付给波音公司，用于自动超声波系统（AUSS-automated ultrasonic system）C 扫描。

  完成的挑战部件显示出充分的固结、优异的纤维排列和良好的质量。这些零件的玻璃化转变温度为 197°C，纤维体积分数（FVF-fiber volume fraction）为 49.5%，这是所用无卷曲织物（NCF）的典型值。与目前的预浸工艺相比，零件叠片数量减少了三分之二以上，接触劳动力估计减少了 90%。RAPM 还用航空航天合格的树脂和织物制造了这一挑战性部件，以测试其开发的工具和工艺的适应性，并制造出符合无损检测（NDT-nondestructive testing）生产要求的零件。

  卷边板TS-RAPM-009 的压缩成型（顶部）和成型部件（底部）之前的弹簧张紧预浸料。

  三个制造开发热固性（TS）预浸料部件在英国海诺的索尔维应用中心使用弹簧框架冲压和/或双隔膜成型（DDF- double diaphragm forming）制造。所有三个部件均使用基于苏维（Solvay）树脂的环氧预浸料制造，包括 CYCOM 5320-1、CYCOM 970 和 CYCOM EP-2750 航空航天系统。哈恩说：“CYCOM 5320-1 是我们的热压罐外（OOA）零件的首选，但它也被用作热压罐的合格系统。”。“CYCOM 970 是一种溶剂预浸料与热熔预浸料的选择，（CYCOM）EP-2750 是我们的冲压成型系统，因为它针对工艺的物理和动力学进行了优化，我们证明它可以生产出最好的零件。”

  弹簧框架冲压和双隔膜成型（DDF）是等温压缩成型工艺，其中热固性预浸料被切割、整理和固结成 2D 预成型件。然后预成型件被预热，穿梭到匹配的金属工具中，并在传统的液压台板压机中成型。预成型件可以通过弹簧框架保持张力（图 4），这减少了成型的过程中由材料压缩区引起的褶皱。或者，双隔膜成型（DDF）将预成型件夹在两个隔膜之间，无需进行模具清洁和脱模。预成型件用胶带固定在其中一个隔膜上，基本上保持其张力，尽管不像弹簧框架那样直接或可定制。在 RAPM 中，使用模拟对每个零件的弹簧类型、位置和张力进行了优化，弹簧框架也是如此。例如，卷边面板 TS-RAPM-009 使用了一个框架，该框架可以上下致动，以与压合平行地定制装药的形成。

  RAPM 通过在 15-30 分钟的初始固化后移除尺寸稳定的零件，然后分批后固化，以提高速率能力，从而最大限度地减少了零件在工具上的时间。还使用单个工具集对零件族进行了研究，例如，沿机翼长度具有三个不同翼缘角的 C 形通道，以最大限度地利用工作站。指导 RAPM TS 方法的其他目标包括：

  形成热固性预浸料制造开发零件，一次索引一个变量，直到达到足够的零件质量。对压机关闭速度、关闭位置和关闭压力等变量进行了评估，目的是将材料固结在流变曲线中的正确点，以产生内部静水压 力，最大限度地减少树脂渗出，防止固化推进过远，从而避免裂纹的产生。一旦设定了成型参数，就要制作三到五个零件来验证工艺的可重复性，然后进行质量测试。由于高固结压力（20.7 巴），加强面板显示出0.5%的孔隙率。还生产了可重复使用的高质量加强槽。

  然后将所学到的经验教训应用于波纹“波浪”挑战部件 TS-RAPM-012，以演示具有紧密曲率半径（12.7毫米）形状的厚（6.3 毫米标称厚度）UD 层压板的压缩成型。为了满足要求，该零件使用了中等模量的准各向同性叠层（IM7；赫氏-Hexcel；美国康涅狄格州斯坦福德）碳纤维 UD 带。108 型玻璃纤维织物和苏威- Solvay THORNEL T650 标准模量碳纤维外层采用 8 束缎面织物，可保护 UD 纤维，并防止与金属部件配对的一侧发生电偶腐蚀。使用苏威风（Solvay）CYCOM 5320-1 环氧树脂，可在 177°C 下进行 2 小时的独立后固化，从而缩短等温固化周期（≤30 分钟）。

  波浪挑战部件是使用波音公司的 PtFS 工作站和 P20 钢模具面模制而成的，模具面具有集成的真空和树脂密封。工具腔比标称层压板厚度薄，以考虑材料树脂含量的变化，从而保持高质量零件的内部静水压力。

  测试了三个工艺参数，包括冷成型（无热预成型帘布层）、热脱泥预固结和预加热预成型件。冷成型被认为耗时且没有帮助。对于预固结，将层压板用编织玻璃纤维通气器线°C 的烘箱中在全线 分钟的分解。尽管自动红外预热是工业生产的标准，但在这些试验中，预热包括将预成型件放入热模（179°C）中，并尽可能在不接触的情况下闭合 3 分钟。然后对零件进行压缩成型。

  九个已完成的试验 8（#0-8）产生了最高质量的部分，主要归因于预固结。从中提取的样品符合厚度（其他零件的问题）和层压质量，纤维体积为 59- 63%，空隙率为 0-0.6%。

  RAPM 从制造开发试验中选择了 TP-RAPM-002 翼肋，以演示从原材料到成品复杂零件的一步压缩成型，以及 TP-RAPM-003 弯曲通道的两步方法。波音圣路易斯公司使用 Accudyne Systems（美国特拉华州）压机成型了 002 型翼肋，并使用 PtFS 设备对-003 C 通道的坯料进行了固结。在第二步中，ATC 制造公司将 C通道毛坯冲压成零件。

  TP 复合材料的加工温度高于热固性材料，例如PEEK 为 390°C，PEKK 为 375°C，这带来了许多问题。能够处理这些高工艺温度的工具材料是有限的。此外，零件加工和移除之间的大的温度增量使得难以保持均匀的工具温度。补救措施是热浸泡和/或缓慢的上下斜坡，这会延长循环时间。

  高温也带来了热膨胀系数（CTE）的挑战。工具材料的 CTE 通常与 TP 层压板不同，这会导致 TP 层压板从工具上收缩，从而降低施加的压力并防止完全固结。此外，TP 层压板 CTE 沿着碳纤维是恒定的，但是是垂直于纤维的双线性曲线。随着 TP 层压板的加热和冷却，这会导致不同的平面内和平面外收缩，也应在模具设计中加以解决。

  TP 层压板也可能因加工而收缩，因为树脂体积随着从液体到固体的变化而减少。正是在这个冷却阶段，当关键的树脂基体结晶发生时，需要对温度均匀性和层压板压力进行精确控制，以确保成品零件的高质量性能。

  另一个问题是，在成型过程中，工具需要完全密封以容纳熔融的 TP 液体。哈恩说：“在 375°C 至 390°C 的温度下密封工具是很困难的，因为很少有合适的垫圈能够处理 300 至 500 psi 或更高的温度和 TP形成压力。”。“我们仅限于金属垫圈或匹配的金属工具来提供密封功能。弹性工具将是非常有益的，但目前所有的弹性体都会在 TP 成型温度下分解。”

  波音圣路易斯公司需要新的工具，在只有垂直驱动的液压机中进行固结时，在翼肋的垂直元件上产生水平压力。它的溶液是一个薄的铝囊状物（使用类似的系统形成 TP-RAPM-003，图 5）。在高温下用惰性氩气加压，在固结过程中，气囊膨胀，对所有零件表面施加均匀的压力。

  顶部和底部工具由 410 不锈钢制成，与 UD 碳纤维/PEKK 层压板的平面内 CTE 相匹配。在冲压周期中，带有铝囊状物的上部工具下降，并将叠层慢慢压入下部工具的凹腔中。在这个一步过程中，囊状物的尺寸比最终部件厚度小 30%，以容纳大部分未固结的带预制件。该工具安装在带有电加热筒的传统压力机中，在 12 个独立控制的区域（加上压板的六个主要区域）布线，以控制肋凸缘和腹板中的工具表面温度。

  这些成形试验生产了复合材料零件，无损检测（NDI）结果合格。然而，囊状工具的设计需要进一步发展，以改进将叠层成形为零件的紧密内半径，并保持均匀的表面厚度。

  对于 TP-RAPM-003 弯曲 C 通道，所使用的粉末涂层 PEEK 2x2 斜纹织物具有相对较高的堆积系数。波音圣路易斯公司首先将沿零件长度从 32 层下降到 24 层的叠层合并为具有锥形横截面的扁平坯料，然后将坯料发送给 ATC 制造公司，ATC 制造公司用垂直凸缘冲压最终零件。

  与肋骨一样，波音公司使用了成型气囊和钢制顶部和底部工具。囊改为 AZ31 镁，与铝相比，它能更好地抵抗破裂。C 通道工具被设计为在表面生成 PtFS 成型工作站内操作，以实现与用于肋的带筒式加热器的传统压力机相比更快的加热和冷却。

  开发 C 通道工具方法是为了增加多个零件的灵活性。将叠层放置在底部工具上，将底部工具加热至材料的玻璃化转变温度（Tg）以保持柔韧性而不熔化。将包括压力密封垫圈的体积减小框架放置在底部工具的顶部，留下一个略大于零件叠层的空腔（图 5）。从顶部工具通过囊向铺放施加热量和液压。一旦达到成形温度，就向囊状物施加氩气，迫使囊状物向下进入框架空腔，从而向锥形坯件施加压力。然后，在保持囊状物压力的同时，通过材料的熔融相提高工具温 度，这防止了材料在熔融相时流过下部工具。

  波音公司使用铝气囊及其 PtFS 系统固结了 TP-RAPM-003 弯曲C 形通道的 PEEK 织物 坯料。然后将合并后的坯件送往 ATC 制造 厂，在那里将其固定在张紧系统中进行冲压，以防止褶皱

  预成型循环时间包括囊状物和 TP 装料达到工艺温度的 55 分钟和冷却到 PEEK 结晶温度以下的 30 分钟。压力范围为 1.4 至 9.7 巴，并通过带阀门的高压罐手动维持。随着最近在 PtFS 工作站中加入压棒系统，压模腔内线 psi）的热压罐式控制将在未来实现自动化。

  -003 C 通道的固结坯料被送往 ATC 制造公司进行冲压成形，在冲压成形中，坯料被充分加热到高于熔体温度的温度，以确保聚合物流动。然后将其转移到快速关闭的压机中，以快速成型并冷却零件。压力机中的成形工具保持恒定温度，通过消除上升和冷却，实现快速循环。工具温度必须在熔体温度和 Tg 之间，以在短时间内形成所需水平的热塑性基体结晶度，同时确保零件可以在不变形的情况下移除。使用一系列带有植入热电偶的坯料来验证冲压成型 C 通道的完整热循环。

  使用 Aniform 软件（荷兰恩斯赫德）进行的成形模拟表明，高度悬垂的 PEEK 织物坯件在压缩区域（即内（较小半径）凸缘）仍存在褶皱风险。因此，当匹配的金属工具闭合以形成坯料时，由梭板和夹子组成的张紧系统（图 5）将坯料保持在张紧状态。尽管如此，当纤维在内径处向内推动时，受压的凸缘面仍显示出屈曲。哈恩认为：“RAPM 的三条路线都很难做到这一点。”。“它的几何形状是极端的，并不是真正的零件，而是为了推动我们在可成形性方面所能达到的目标。”

  制造开发试验导致了挑战和过渡部件，其中包括多个版本的 TP-RAPM-08 蒙皮检修面板、凸缘上有凹槽的 TP-RAPM-013 肋以及使用三种不同几何形状的 TP-RAP-017 面板的囊研究（图 2）。除了 ATC 生产的 TP-RAPM-013 肋骨外，波音圣路易斯公司生产了所有这些。ATC 制造公司的研发总监特雷弗·麦克雷（Trevor McCrae）说：“尽管这个零件是用 UD 胶带制成的，与织物相比，UD 胶带通常更难成型，但我们也可以很好地成型这些零件。”。总的来说，TP 成型试验表明，冲压成型可以产生复杂的几何形状，而传统的压缩成型可能无法实现这一点。

  RAPM 在所有三个路线上都展示了新颖的成形能力，并积累了大量的经验教训，从如何定位衬垫以防止压缩成型过程中的滑动，到零件几何形状的指导方针，以最大限度地提高质量并最大限度地降低工装成本。哈恩观察到：“当你转向小零件时，了解平面外特征、半径厚度比和几何细节之间的距离的影响是关键。”。“标准化半径、曲线和凸缘角等特征有助于降低成本驱动因素，例如，通过为一系列零件启用标准 AUSS 靴(a standard AUSS shoe)，降低工具成本、开发过程中的成型试验次数以及 NDI（无损害检验测试）过程中的多次扫描需求。”

  RAPM 强调的另一个成本驱动因素是 TS 预浸料压缩成型的过程中耗时的预固结步骤。哈恩解释道：“低体积和高树脂含量的预浸料拓宽了工艺窗口，提高了高质量零件的可重复性。”。“苏威（Solvay）开发了一种正在申请专利的“变压器膜-transformer film”，可以在压缩成型前应用于较低浸渍预浸料，作为在固结过程中保证模腔静水压力的一种方法。”

  尽管 RAPM 要到 2020 年秋季才会正式结束，随后还会公布更多的结果，但研究结果到目前为止，基于实际防御计划的选定零件表明，复合材料可以与机加工铝竞争（图 6）。尽管选定的树脂灌注和 TP 部件降低了经常性成本，例如，材料、机器时间等，这些成本是根据假设非经常性基础设施到位的每个家庭的总部件计算得出的，但 TS-RAPM-012 波纹组件实际上比机加工铝增加了 7%。然而，它确实实现了预期的重量节省，而且溢价实际上在 Hendrix 规定的利润范围内：“没有人会为重量节省复合材料支付 2 倍的费用；它们的成本必须在铝的 10%以内。”然而，他承认，“仍有一些非经常性的时间和成本问题是需要解决，例如成功形成形状所需的工具和开发。”

  RAPM 计算了选定挑战和过渡部件的经常性制造成本（如材料、机器时间），假设非经常性基础设施已经到位，然后将其与机加工铝进行比较。

  哈恩说，尽管树脂灌注在大零件中获胜，但 TS 和 TP 冲压在小零件中看起来十分好。、“树脂灌注的初始模具成本很难克服，除非金属部件很复杂，需要大量的机械加工，”她解释道。

  “热塑性塑料看起来适合大批量生产，但特定项目的分包商可能不会被设立来生产热塑性材料。然而，热固性冲压可能是一个非常好的选择，即使是对于小批量的替换零件也是如此。由于国防应用如此广泛，在贸易讨论中使用多种材料和工艺很重要。”哈恩指出，RAPM 已经开辟了新的材料，并证明航空航天材料能够适用于汽车类工艺。“我们还引进了新的制造商。”

  亨德里克斯同意 RAPM 的航空航天和汽车制造交流是有益的。此外，苏威（Solvay）和 SGL 在没有纤维变形或其他缺陷的情况下形成复杂形状的能力给他留下了深刻印象。他承认：“制造美观的汽车零部件其实就是有好处的。”。“你不能有褶皱或糟糕的表面光洁度；它们必须是完美的。但它们仍然需要多次试验和重大开发才能形成 RAPM 零件。如果国防项目处理的是少量的，我不确定他们是否会投资于这种非经常性工程。经济性将根据详细情况而定，但工具和开发仍然是我们应该的问题。”哈恩补充道，“我们正在公布经验教训，使贸易研究能更知情，并扩大选择范围，为行业讨论建立一个合理开放的基础。” CW 将在今年晚些时候 RAPM 结束后接着来进行这一讨论并更新。