机械类论文翻译

1、 使用可重构模具及表面加热技术进行航空用复合材料零件的成型Daniel F. WalczykJean F. HosfordDepartment of Mechanical, Aerospace, &Nuclear Engineering,ensselaer Polytechnic Institute,Troy, NY 12180John M. PapazianNorthrop Grumman Corporation,Bethpage, NY成型实验结果 测试件的成功成型需要消除凹坑（来源于模柱尖端）和抑制成型表面产生的褶皱。每块试验中使用的复合材料试件（比如152mmX152mmX8-

2、ply）都被2块特氟龙织物包夹，来防止其粘附于弹性层或膜板上。所有的成型都在试件上进行。比模腔的尺寸略小的试件被安放于模柱中央以创造一个对称的成型条件。抑制褶皱与凹坑的需求初试一项实验性的研究，包括2种不同的方法。第一种方法着力于确定 到底是哪一片弹性层抑制了由于独立模柱的固有性质而产生的模面的不平。第二种方法建立在第一种的基础上，假定弹性层能够成功的压住模腔，那么在什么条件下能得到不起皱的成品。模腔压力：在确定弹性层所需的性质上，所有的变量都被保持恒定除了弹性层（包括一些情况下，膜板也没有变化）。如表格1所示，不同弹性层和膜板的组合都被测试了，来确定它们将离散表面平整成连续表面的能力。未来的

3、实验将涉及到凹坑倾向和工艺参数之间的定量关系（从真空吸引和膜片伸展），如成型压力和弹性层的特点（即，厚度和弹性模量）。 图-11（a）不用弹性层时会出现很多凹坑.(b)非常光滑的表面的成形是使用厚度为25.4毫米的开放式细聚氨酯泡沫状物组成的弹性层和厚度6.4毫米的封闭式聚乙烯.正如所料，不用弹性层时会出现很多凹坑（见图11（a）。由6.4毫米的厚的聚乙烯泡沫做的样品，虽然看是光滑的表面，但还存在现凹坑的。在样品图中看不到弹性层的凹坑，因为照片中的褶皱很微妙去观察。非常光滑的表面的成形是使用厚度为25.4毫米的开放式细聚氨酯泡沫状物组成的弹性层和厚度6.4毫米的封闭式聚乙烯。图.11(b)显示

4、了32毫米的弹性层表面不存在凹坑（这个范例中的四个边缘上存在褶皱，因此判断成形条件不是最佳）。我们把弹性层的研究结果可以概括如下：发生在视觉上的所有的凹坑深度值小于6.4毫米厚。对于特定的结果征询表1 。褶皱制止：在这个调查中有不同的成形参数，对应的会有不同的有变化，所以需要确定一个发起褶皱的条件。成功抑制褶皱的定义包括两个部分，即内表面和外表面不。根据上一节所述的条件组合考虑形成模柱凹坑的参数进行了系统的排除。工艺参数的研究实验包括：弹性层的厚度 从9.5至31.8毫米膜板厚度 从0.25至1.6毫米真空压力范围 从0-51毫米汞柱形状变化率 介于0-10秒之间的延迟移动形状变化序列 双轴和

5、顺序表2总结了双轴成形（即，成形同时发生在两个轴上）弹性层和隔膜的组合的实验，表明了褶皱生成的各种因素。基本上不存在唯一的参数影响对褶皱的控制。虽然成形好的无凹坑的弹性层厚度需要至少为15.9毫米，但弹性层的厚度不能说明是一个单独影响成形成功的因素。同样地，隔膜的厚度也不能用来作为无凹坑的唯一因素。真空压力和形状变化率也不是唯一的决定性因素。要根据情况对成功的成形参数和不成功的参数要综合考虑。弹性层的实验数据如表2，实验数据表明了模版对褶皱的抑制影响程度。在每个试件层之间用隔膜板隔开。可以推出合理的假设弯曲的有效厚度跟弹性层和模版的厚度有关。需要注意的是，结合两个0.51毫米15.9毫米的硅膜

6、片做的弹性层导致非常小的部分褶皱，同时，第二层添加的有机硅置于成形区域，这样会增加了模版的刚度，从而成形后没有出现褶皱。仔细观擦图7（b），显示出次级模版。尽管表二中间出现聚集的无褶皱部分的参数组合，它应该必须指出临界性条件。鉴于上一段的例子表明模版厚度增加0.51毫米将有助于抑制褶皱，但在这些条件下成形的下一个样品表现出微小的的起褶特点。而对于这个现象的解释就是通过观察得到的一个缓慢回弹得的泡沫状弹性层的影响。尽管如此，实验结果的不确定性说明成形过程的不稳定，因此成形参数进一步从临界值中进行选择。所以我们用厚度为1.6毫米的模版给出更加普遍性的结果。图.12 褶皱可以在两种模式下形成：多余的

7、材料往外移（左）和多余的向内移（右） 模版和和弹性层特有刚度特性是抑制褶皱的一个关键因素。直观地说，应用更压缩载荷高的材料用在常规的零件表面将会使它减褶皱现象。Gutowskiet 13和 Truslow 等人都强调增加模版（2个模版）刚度来抑制传统成形中起褶的重要性。这些初步试验不能说明是厚度（即压缩）还是抗弯刚度哪一个更重要。在使用单模版的情况下，根据增量成形法，褶皱可以面褶向外或向内，如图12所示，或不出现任何情况。前面的实验观测结果表明模版片和弹性层之间存在一个低刚度的临界值，也就是防止褶皱的参数值。表-2实验中的参数变化。注释：硅模版1.0是用两层模板制成，第二个模板在静态成型过程中

8、结合到第一个模板在表2的底部有几个实验中的空气喷射递增成形之前不对复合材料进行加热。真空度增加至76mm Hg,，或延长模柱在沿高度上的延迟时间增加到30秒，而整体成形时间在12分钟以上，但未达到改善零件质量的目的。需要声明的是回弹效应影响所有部件的成形而不需要对复合材料进行预热。复合板成型后的几个小时之内，基本持平。这可能是石墨纤维的刚度以及环氧基体材料的粘弹性行为引起的。此观察表明在成形加工过程中的加热复合材料的重要性。按次序组成的样本，如图9，沿短轴扭曲成型再按长轴成型，这被称为是短长;或称长轴先短轴后。在一般情况下，试件在连续的成形中短轴弯曲的同时会在已弯曲的的长轴上会产生褶皱。减少对

9、试件端州的弯曲形状变化率不会对起到抑制褶皱的作用。表3中可以看到比率为1/10的注释，表明的是间隔为t=1的时间年内模柱移动使试件在长轴上产生弯曲，而在t=10的时间是在第二个短轴上产生弯曲。 结果只有一个长短型试件成功成形；原因因为增加膜的刚度和真空压力的大小。在长短型成型序列，长细的半径第一弯曲。作为对照试验，利用标准试件进行一些成形测试。在这些测试中形状变化没有增加。相反地，模柱设定成他们的最后一个位置，而复合电平置于模具的顶端。这个简单的测试说明形状的变化序列对试件部分成型性能的重要性。图-13 实验中所用到的摺叠成型的复合材料的横截面图，所有的尺寸都按毫米（不按比例）. 5.复合加热

10、方法的比较 虽然使用强制对流无节制，加热空气喷射机能够对8层石墨/环氧标本加热到适当的成形温度，但它肯定不是如前面提到的加热复合材料的最有效的方法。用单喷管约为180秒时间让复合材料从底部开始加热到达到82°C，输入功率为3.8千瓦。加热过程中大部分加热空气的能量流失到周围的环境。因此，进行了一系列试验以评估不同加热方法的传导效果，封闭的强制对流和封闭的红外辐射首先所提升的是热固性复合材料所需要的成型温度范围，然后在剩下的成型过程中温度要保持在这个范围内。本次调查选择的实验细节和工艺参数如下： 折叠成的平面复合材料做的试件为152mmX152mmX16-层（大约厚度为3.6毫米），

11、R6376-T650 石墨 / 环氧 预浸料的顺序下。 k型热电偶的作用是用来测定温度，而复合材料的热性能 ，可以忽略不计。 达到成型温度温度后温度必须维持在82-93°C。 所有加热方式输入功率恒定保持为 250 W。 三种加热方法在实验中的加热面积大约都为150还米的圆。 厚度为13毫米的密集成的聚乙烯泡沫状物作为弹性层材料。 13毫米厚的低碳钢被用来模拟离散芯片引脚的热特性。 0.8毫米厚的热塑形橡胶模版所覆盖的复合材料奠定了所有加热测试，而只有辐射测试使用了0.8毫米的透明有机硅。. 16层的复合材料的上度由连接至温度数据记录器的K型热电偶来测量。通过对复合材料的厚度测量得到

12、它的准确的温度分布情况，热电偶分别被放置在顶层（1层）的实验区的中心，两个中间层之间（8层和9层），还有底层（16层）上。放置在底层最边缘上的热电偶反映了径向方向的温度分布情况。实验装置的截面如图13所示。实验中提供的三种方法都对模版顶层（Q）进行均匀的加热，如图13所示，这些都在下面的章节中讨论。 热电偶测量的瞬态温度来确定每个加热方法的有效性。 在本次调查特别关注的是： 复合材料最底层（16层）达到82°C的成型温度对加热时间有特定的要求。 顶端的复合层（1层）的温度在加热时间内应该不超过最大的成型温度93°C 。 中心地位和复合层底部试验区的外围之间在加热期间的温度差

13、。5.1 加热方法. 模版覆盖的弹性加热元件直接实现对复合材料的热传导，然后它下面的保温层，以减少热量散失到周围的空气。为了测量上下各层的加热比率，将热电偶分别放置在复合层，顶部的绝缘层上和钢板之间，还有弹性层上。 用封闭的强制对流加热16层的复合模版达到其成型温度 。复合模版被包含在一个绝缘外壳内，壳内空气被热点电阻原件来进行循环加热。除了复合模版内嵌入的热电偶，另外设一个热电偶在接近对流气流的模版表面。 用红外辐射16层的复合材料达到其成型温度。复合膜包含在一个外壳具有反射性的的壳内，直接用其上安装的灯来红外加热。除了复合模版内插入的热电偶，另外设一个热电偶在模版表面以测量表面温度。5.2

14、 实验结果. 如前所述，分析每个加热方式的加热时间效率是非常重要的（如表4所示）。对于相同的输入功率，热辐射的传导时间是最快的。有趣的是，透明的硅胶隔膜表现出比黑色的热塑性材料模版更快的传热速度。显然强制对流的效率是最低的（加热时间是365秒）。应当指出的是，既是五分之一的电量用在封闭式热传导，但强制对仍然有个更快的热传导时间。低功率的辐射是不能够加热复合材料达到82°C，因此在表四中没有提到。每个加热方法的另一个重要特点是顶部复合层的加热时间内的温度。为准确执行复合材料成型中不固化这个温度不得超过93°C。最快的加热方法，也就是250W下的传导加热和辐射加热给出的是一种令

15、人难以接受的高的温度值分别为140°C和128°C。复合材料上部分的叶片从字面说是已经上固化了。最慢的加热方法，即50W的传导加热和强迫对流也给出让人更容易接受的的顶层高温度值分别为99°C和95°C。除了50W下的热传导，其他所有的热传导方式径向热分布都为比较均匀。50W的热传导温度差异可能就是边缘效应所引起的。 6 讨论和结论所推荐的单模版，在复合材料制造成型过程中弯曲、多轴、多层复合被视为成功的成形结果。利用真空压力将复合材料和弹性层装进模具内，并选择一个刚性强的模版和弹性层，没有凹坑和褶皱的的试件是最好的。这个过程表明，使用可重构模具成形加工中，

16、用双模版封装复合材料是不必要的。相反，成型可使用一个单一的模版执行真空密封成型。成成型实验验证增量形状变化的前提下，可以提高成形性能。形状变化实验仅限于简单的比例模型，并采用双轴和顺序形成序列。双轴成型似乎是最有前途的方法，虽然连续的成型可能是在一些特殊的情况下适用，但连续成形实验表明，弯曲的顺序分析褶皱发生扩展是至关重要的。同样，成型参数，在成型加工不是双轴时起至关重要作用，如模版的厚度和真空压力的直接影响。实现无褶皱的成型过程中模版和弹性层的刚度是一个关键因素。褶皱的起褶程度可以由模版弹性层的组合材料来调整。另外，弹性层的有效弹性度的调整会影响褶皱的方向和大小。增加真空压力可能会增加模版的

17、刚度，但这将需要进一步的实验来验证。多种材料组成的弹性层组成的试件基本上提倡的是无凹坑的光滑表面。简而言之，越厚的弹性层（即大于6.4 mm）有助于减少凹坑。虽然这种看法似乎是非常直观，单独的工艺参数或弹性层厚度等在实验中不作为唯一的决定性因素。此外，进行数值模拟分析半球形模柱撞击弹性层时受到正常的压力值的大小，更深入的研究凹产生的原因。选择加热方法为单模板复合成形时需要平衡两种对立的需求，一边要减少加热时间，边通过厚的复合材料把温度保持在指定的成型范围。实现这一目的的最好的加热方法是低功率的热传导，因为它的效率是强制对流方法的数倍。热传导性能也不是仅仅影响热通量的变化，还有复合材料表面对刀具

18、形状的变化。使用低功率热传导的主要克服的是能够明显的减少边缘效应径向温度分布的影响。在复合材料要加热的边缘补填更多的绝缘件或添加更多的电阻发热元件，这样可以减少或消除这些不良影响。形成复合材料的尺寸精度，虽然飞机工业的一个极其重要的考虑，并没有在本文中进行调查。本次调查的主要目的是要证明，这种新型复合材料的成型方法，基于可重构模具是能够成型出无凹坑和褶皱的复合材料试件。 7.今后的工作即使复合成型加工使用可重构的模具已完成，还是需要进一步的研究，需要在一些技术领域方面全面实施是很重要的。创作者们的今后的工作计划单如下： 复合板上的工具的位置。形状保真度和纤维去想的任何组成部分取决于复合材料空白

19、铰链准确地放置在模具上的能力。利用模柱，但这里的成功取决于零件的几何形状。 进一步研究模版和弹性层特性。我们现在做到的只是弹性层对产生凹坑和褶皱模版的刚度等基本性工作。进一步的工作将涉及到弹性层和模版的刚度特性来确定那个对抑制复合材料褶皱时起到更重要的作用。一个大规模的成型建模也将取决于模版和弹性层的厚度和它们的材料属性。 最佳形状变化序列。待开发的复合材料成型中的模具形状变化序列的分析方法需要确定的。此外，实验表明复合材料零件成型中形状变化序列的作用是有必要的。 试件尺寸精度。采用闭环控制的模具形状。尺寸精度除了皱抑制褶皱和凹坑，对最终的复合材料做成的试件的形状也非常重要的。由于被弹性层覆盖

20、了弯曲的模柱所以很难判断它的最终的形状，闭环控制算法和策略，在这里应用哈特等人完成的闭环控制算法和策略。金属板材成形，可能是在这种情况下适用。 复合层在成型后重新调整分析。应制定分析的方法，预测纤维组合对最终形成的平面的形状。 Gutowski等人强调已表明单独分析纤维运动学（不包括基质效应）可能足够的对纤维进行准确的预测。 实施闭环温度控制。为更广泛的工艺参数闭环控制的可能性，包括复合材料在温度的密切监测。热电偶嵌入在弹性层，或远程红外线传感器，可以用来触发增量的形状变化。相同的传感器，或从引脚的编码信息，可以用于调节复合材料的热量。 替代复合材料的加热方法。即使低功耗的热传导是最好的方法，

21、能减少加热时间并通过厚的复合材料加热温度，但是用于工业实施中还未制定为最佳的方法。 传热方法建模。应每个加热方法制定有效的分析模型，如5.1节中所述的方法，来对让流程进行优化。 与双隔膜成型做比较。本文描述与双隔膜成型，目前最流行的形成过程，形成复合过程的比较，应该怎样做才能让新进程的客观评价。 致谢 本文作者要感谢支持本研究方案的诺斯罗普·格鲁曼公司。 参考文献 1.Tte Boeing Company, 2000, , Website accessed in Jan.2 Bokulich, F., 1999, Composite Fabrication Automation, A

22、erospace Engineering,August, p. 15.3. Hardt, D. E., Boyce, M. C., and Walczyk, D. F., 1993, A Flexible FormingSystem for Rapid Response Production of Sheet Metal Parts, Proceedings ofIBEC93, Detroit, MI, Sept. 2123, pp. 6169.4. Papazian, J. M., 2002, Tools of Change: Reconfigurable Forming Dies Rais

23、ethe Efficiency of Small-Lot Production, Mech. Eng. Am. Soc. Mech. Eng.!,1242!, pp. 5255.5. Kleepsies, H. S., and Crawford, R. H., 1998, Vacuum Forming of CompoundCurved Surfaces with a Variable Geometry Mold, J. Manuf. Syst., 175!, pp.325337.6. America/NewsArchieve/newmold.html, Website accessed on

24、 Dec.7. Fuchs, A., 1982, Method and Arrangement for Producing a Curved Sail,U.S. Patent #4,309,824.8. Olsen, S. H., 1991, Single Diaphragm Forming of Drapeable ThermoplasticImpregnated Composite Materials, U.S. Patent #5037599.9. Thein, J. K. and Mejia, M. A., 1992, Method and Apparatus for Shaping,

25、Forming, Consolidating and Co-Consolidating Thermoplastic or ThermosettingComposite Products, U.S. Patent #5108532.10. Harvey, M. T., Stebbe, D. W., and Cattanach, J. B., 1992, Method of ShapingBlanks of Thermoformable Material, U.S. Patent #5156795.11. Walczyk, D. F., and Hardt, D. E., 1998, Design

26、 and Analysis of ReconfigurableDiscrete Dies for Sheet Metal Forming, ORSA J. Comput., 176!, pp.436454.12. Gutowski, T., Hoult, D., Dillon, G., and Gonzalez-Zugasti, J., 1991, Differentialgeometry and the forming of aligned fibre composites, Compos.Manuf., 2.3Õ4.13. Gutowski, T. G., Dillon, G.

27、P., Li, H., and Chey, S., 1996, Method andSystem for Forming a Composite Product from a Thermoformable Material,U.S. Patent No. 5578158.14. Gewertner, Y., and Miller, A. K., 1996, Die-Less Forming of Large andVariable Radii of Curvature in Continuous-Fiber Thermoplastic-Matrix CompositeMaterials, Journal of Thermoplastic Composite Materials, 9, pp. 15115. Miller, A. K., Ramani, K., and Gur, M