Transformation der Composite-Fertigungskosten: Teil 2 – Fortschrittliche Formverfahren

Das Tailorable Feedstock and Forming (TFF)-Programm wurde 2015 von der Defense Advanced Research Projects Agency (DARPA) ins Leben gerufen, um die schnelle, kostengünstige und agile Fertigung kleiner, komplex geformter Composite-Bauteile für Verteidigungsflugzeuge zu ermöglichen. Dieses 48-monatige Programm zielte darauf ab, die Kostenwettbewerbsfähigkeit von Composites zu steigern, um deren Gewichtsersparnis und Korrosions- und Rissbeständigkeit gegenüber bearbeitetem Aluminium zu nutzen. In Teil 1 dieser Serie beleuchtete CW die TFF-Vision und das Subprogramm Tailorable Universal Feedstock for Forming (TuFF), das ein Kurzfaser-Blattmaterial mit hohen mechanischen Eigenschaften und metallähnlicher Umformbarkeit entwickelte.

In diesem Artikel verschiebt sich der Fokus vom Halbzeug zum Formen mit TFFs zweitem Subprogramm: RApid high-Performance Manufacturing (RAPM), ausgesprochen „wrap-em“, geleitet von The Boeing Co. (Chicago, Ill., USA). Das Programm startete im Juli 2016 und präsentierte seine Ergebnisse in zahlreichen Publikationen, darunter 6 Papers und zwei Präsentationen auf der SAMPE 2019. Ziel von RAPM, wie die Boeing Technical Fellows und Principal Investigators Gail Hahn und Tom Tsotsis erklären, ist es, „das Kostenparadigma für kleine Composite-Bauteile zu revolutionieren und deren allgegenwärtigen Einsatz in Verteidigungsanwendungen zu ermöglichen.“

Programmrahmen

In Zusammenarbeit mit wichtigen Industriepartnern erprobte RAPM Bauteile in drei Hauptpfaden:

• Harzinfusion mit HITCO Carbon Composites (Gardena, Kalifornien, USA) und SGL Composites
• Duroplast-Prepreg-Formen mit Solvay Composite Materials (Heanor, UK und Anaheim, Kalifornien, USA), Fiber Dynamics (Wichita, Kansas, USA) und Reinhold Industries (Santa Fe Springs, Kalifornien, USA)
• Thermoplast-Formen mit ATC Manufacturing Inc. (Post Falls, Idaho, USA) und TxV Aero (Bristol, Rhode Island, USA)

Die Formversuche wurden in zwei Phasen durchgeführt: eine initiale „Manufacturing Development“-Phase (Abb. 1) und anschließende „Challenge and Transition“ (C&T)-Bauteile (Abb. 2), um die initialen Entwicklungen zu hinterfragen und Kandidaten mit Potenzial, gegen bearbeitetes Aluminium zu bestehen, in die Übergangsphase zu überführen.

Fertigungsentwicklung

Die Fertigungsentwicklungsversuche nutzten drei primäre Bauteilkonfigurationen: Perlenpaneele (zwei Typen), eine Rippe mit Pad-ups (Lagenaufbauten) und einen gekrümmten C-Profil. Diese enthielten Merkmale, die typisch für Luftfahrtbauteile sind und Fertigungsherausforderungen darstellen: Das Perlenpaneel wies mehrere Out-of-Plane-Merkmale sowie Pad-ups, Pad-downs und eine senkrechte Kante auf; das Rippenpaneel hatte einen Pad-up mit mehreren 90-Grad-Kanten sowie einen Versatz an einer Kante; und der C-Kanal besaß unterschiedliche Innen- und Außenradien, variierende Krümmung in den Flanschen und signifikante Lagenabfälle im Steg.

Ziel war die Entwicklung von Design- und Fertigungsrichtlinien für jeden der drei Pfade. „Es sah nicht sexy aus, diese ersten Versuche durchzuführen“, erinnert sich Hahn. „Aber sie halfen dabei, akzeptable Radien und Bauteilgeometrien zu bestimmen, die Teile ohne unerwünschte Faserverformung produzieren, sowie optimale Parameterkombinationen wie angewendete Spannung, Temperatur, Druck und Werkzeugverweilzeit.“

Alle drei RAPM-Material- und Prozesspfade umfassten Versuche mit einem Production to Functional Specification (PtFS)-pixelierten Heizkontroll- und Werkzeugsystem von Surface Generation (Rutland, UK), angesiedelt bei Boeing R&T in St. Louis, Missouri, USA. „Das kam daher, weil wir nach einer Arbeitszelle suchten, die alle drei Material-/Prozesstypen in einer flexiblen Ratenumgebung aufnehmen konnte“, sagt Hahn. „Wir konnten verschiedene Temperaturkontrollansätze und Kosten erkunden.“ Die Boeing PtFS-Zelle erreicht maximal 440 °C, eine Schließkraft von 150 Tonnen und ein effektives Bauteilvolumen von 750 × 750 × 100 mm.

Obwohl die ursprüngliche Vision die Verwendung von TuFF-Kurzfaser-Blattmaterialien vorsah, waren diese zum Start nicht verfügbar, weshalb RAPM mit Surrogatmaterialien fortfuhr. Dies erwies sich als vorteilhaft für die Composite-Industrie, da die Surrogate Materialien abdecken, die breiter in der Industrie verwendet und entwickelt werden: Automobil-Organobleche, luftfahrtqualifizierte Prepregs, experimentelle Epoxide, teilkristalline Thermoplaste und gehackte Prepreg-Compounds. Somit beziehen sich die Ergebnisse auf alle Composite-Hersteller, nicht nur auf die Verteidigungsindustrie.

Pfad 1: Harzinfusion / RTM-Fertigung

Die Fertigungsentwicklungsversuche in diesem Pfad starteten mit automobilen Materialien und Prozessen. Bauteile wurden von SGL Composites im High-Pressure Resin Transfer Molding (HP-RTM, 300 bar) mit C T50 Standardmodul, 50K Carbonfaser-Noncrimp-Geweben (SGL Carbon, Wackersdorf, Deutschland) in drei Konfigurationen gefertigt: RI-RAPM-009, RI-RAPM-002, RI-RAPM-003 (Abb. 1). Diese dienten der Identifikation von Preform-Parametern für hochwertige Endbauteile. Gap Infusion (Compression RTM, C-RTM) wurde ebenfalls für RI-RAPM-003 von Boeing St. Louis mittels PtFS-System erprobt.

Computergestützte Strömungsmodellierung wurde genutzt, um die Infusion dieser Bauteile besser zu verstehen, das Prozessverhalten zu analysieren, Material- und Prozessparameter zu optimieren und Injektionsszenarien zu bewerten.

Werkzeugansätze wurden daraufhin bewertet, wie und wann Spannung auf verschiedene Preform-Geometrien anzuwenden ist, um Faserverformungen zu minimieren. Diese Designänderungen wurden für eine modifizierte C-Kanal-Geometrie validiert, gefolgt von Computertomografie (CT)-Analysen. Die Erkenntnisse flossen in die nachfolgende C&T-Phase ein, wobei auf Low-Pressure RTM (LP-RTM) umgestellt wurde, um Kosten zu senken.

Innerhalb dieser Pfadfinder-Bauteilversuche wurden Delaminationen in mehreren Tiefzieh-Radien festgestellt. Tsotsis vermutet, dass diese durch eine Kombination aus unzureichender initialer Aushärtung des Harzes im Werkzeug – da SGLs Dampfheizsystem die Werkzeugtemperaturen auf 130 °C begrenzte – und thermomechanische Out-of-Plane-Spannungen während der Entnahme verursacht wurden. „Da die Harzfestigkeit noch nicht ausreichend entwickelt war, hätten diese Anomalien wahrscheinlich durch vollständige Aushärtung auf dem Werkzeug vermieden werden können“, so Tsotsis. „SGL konnte sowohl Werkzeugverweilzeit als auch Luftfahrteigenschaften nicht erfüllen, bis Öleinschluss (gegenüber reiner Dampfheizung) zum Werkzeug hinzugefügt wurde, was Aushärtung über 130 °C ermöglichte“, ergänzt Hahn. Dies wurde nach den Fertigungsentwicklungsversuchen nachgerüstet.

Tiefzieh-Challenge-Bauteil

Die Ergebnisse der Fertigungsentwicklung wurden genutzt, um Challenge- und Transition-Versuche zu entwickeln. Modellierung wurde auch für das RI-RAPM-004 Tiefzieh-Challenge-Bauteil (Abb. 3) durchgeführt, das zwei Tiefzüge aufweist: einen 5-cm-rechteckigen Bereich und einen 10-cm-Bereich, der von rechteckig in eine V-Form übergeht. Inspiriert von einer Serien-Pfannenbaugruppe, gewährleistete seine komplexe Geometrie einen nicht-uniformen Harzflusspfad. Huntsman (Basel, Schweiz) führte die Strömungsmodellierung mit PAM RTM Software (ESI Group, Paris, Frankreich) für einen LP-RTM-Prozess mit FAF2-Zweikomponenten-Epoxid (Huntsman, The Woodlands, Texas, USA) und SGL Carbon NCF 150 g/m² biaxialen und 190 g/m² unidirektionalen (UD) Verstärkungen durch.

RI-RAPM-004 besteht aus einem Preform für die Haut, je einem für die beiden Tiefziehbereiche sowie zwei Aufbauzonen (Abb. 3). Unterschiedliche Lagenaufbauten wurden für diese Preform-Elemente verwendet, um die geplanten Wanddicken zu erreichen (siehe „Herstellung der komplexen Geometriebauteile von RAPM“).

„Niederdruck-Preformen und LP-RTM ermöglichten den Einsatz kosteneffektiver Werkzeuge (im Vergleich zu Stahl): Das Preformwerkzeug mit handbetätigten Klemmen bestand aus polyurethanbasiertem Raku-Tool-Material (RAMPF Tooling Solutions, Grafenberg, Deutschland); das Aushärtewerkzeug aus 5083-Aluminium.

Erste RI-RAPM-004-Versuche zeigten eine unerwartete Anomalie im Flusseinlassbereich, die die Oberflächenlagen anhebte und Faserverformung verursachte. Das Umkehren von Ein- und Auslass löste das Problem. Nach Infusion und initialer Aushärtung in einem 130 °C-Werkzeug wurden die Bauteile 60 Minuten bei 180 °C nachgehärtet und anschließend auf Endkontur bearbeitet. Zehn hochwertige Bauteile wurden an Boeing für automatisierte Ultraschall-C-Scans (AUSS) geliefert.

Die fertigen Challenge-Bauteile zeigten vollständige Konsolidierung, exzellente Faserausrichtung und gute Qualität. Sie erreichten eine Glasübergangstemperatur von 197 °C und einen Fasergehalt (FVF) von 49,5 %, typisch für das verwendete NCF. Die Anzahl der Lagenstückchen wurde im Vergleich zum aktuellen Prepreg-Prozess um mehr als zwei Drittel reduziert, und der manuelle Arbeitsaufwand sank schätzungsweise um 90 %. RAPM fertigte das Challenge-Bauteil auch mit luftfahrtqualifizierten Harzen und Geweben – um die Anpassungsfähigkeit der entwickelten Werkzeuge und Prozesse zu testen – und produzierte Bauteile, die die Produktionsanforderungen an zerstörungsfreie Prüfung (NDT) bestanden.

Pfad 2: Duroplast-Prepreg-Formen

Drei Fertigungsentwicklungsbauteile aus Duroplast-Prepreg wurden im Solvay Applications Center in Heanor, UK, mittels Federrahmen-Prägen und/oder Double Diaphragm Forming (DDF) hergestellt. Alle drei Bauteile nutzten Epoxid-Prepregs basierend auf Solvay-Harzsystemen einschließlich CYCOM 5320-1, CYCOM 970 und dem CYCOM EP-2750 Luftfahrtsystem. „CYCOM 5320-1 ist unser Standard für Out-of-Autoclave (OOA)-Bauteile, aber auch als qualifiziertes System für den Autoklaven“, sagt Hahn. „CYCOM 970 ist eine lösemittelbasierte versus Hot-Melt-Prepreg-Option, und CYCOM EP-2750 ist unser System für Pressformen, da es für die Physik und Kinetik des Prozesses optimiert ist, was die besten Bauteile liefert.“

Federrahmen-Prägen und DDF sind isotherme Pressformprozesse, bei denen Duroplast-Prepregs geschnitten, kollatiert und zu einem 2D-Preform konsolidiert werden. Das Preform wird dann vorgeheizt, in passgenaue Metallwerkzeuge geschoben und in einer konventionellen hydraulischen Plattenpresse in Form gepresst. Das Preform kann durch einen Federrahmen (Abb. 4) in Spannung gehalten werden, was Faltenbildung in Materialdruckzonen während des Formens reduziert. Alternativ wird beim DDF das Preform zwischen zwei Diaphragmen eingebettet, was Werkzeugreinigung und Trennmittel überflüssig macht. Das Preform wird an eines der Diaphragme geklebt, was es im Wesentlichen in Spannung hält, wenngleich nicht so direkt oder anpassbar wie beim Federrahmen. In RAPM wurden Federart, -positionen und -spannungen für jedes Bauteil mittels Simulation optimiert, ebenso der Federrahmen. Beispielsweise nutzte das Perlenpaneel TS-RAPM-009 einen Rahmen, der sich auf und ab bewegen kann, um das Formen der Aufladung parallel zum Pressenschluss anzupassen.

RAPM minimierte die Bauteil-Werkzeug-Zeit, indem dimensionsstabile Bauteile nach 15–30 Minuten initialer Aushärtung entnommen und dann stapelweise nachgehärtet wurden, um die Ratenfähigkeit zu erhöhen. Bauteilfamilien wurden ebenfalls mittels eines einzelnen Werkzeugsatzes untersucht – z. B. ein C-Kanal mit drei variierenden Flanschwinkeln entlang der Flügel-länge –, um die Zellennutzung zu maximieren. Weitere Ziele des RAPM-Duroplast-Ansatzes umfassten:

• Automatisierte Kollation und Formung zur Minimierung von Handarbeit
• Luftfahrtmechanische Leistung mit 177 °C Aushärtung
• Stahlwerkzeuge, fähig zu >1.000 Bauteilen pro Werkzeugsatz

Entwicklung zum „Wave“-Challenge-Bauteil

Die Duroplast-Prepreg-Fertigungsentwicklungsbauteile wurden gebildet, indem jeweils eine Variable indiziert wurde, bis ausreichende Bauteilqualität erreicht war. Variablen wie Pressenschlussgeschwindigkeit, -position und -druck wurden bewertet, mit dem Ziel, das Material am korrekten Punkt der Rheologiekurve zu konsolidieren, um internen hydrostatischen Druck zu erzeugen, Harzausschwitzen zu minimieren und ein zu frühes Aushärten zu verhindern, das Risse induzieren könnte. Sobald die Formparameter festgelegt waren, wurden drei bis fünf Bauteile zur Verifikation der Prozesswiederholbarkeit gefertigt und auf Qualität geprüft. Die Perlenpaneele wiesen Porosität von <0,5 % aufgrund hoher Konsolidierungsdrücke (20,7 bar) auf. Wiederholbare, hochwertige Rippen wurden ebenfalls produziert.

Die Erkenntnisse wurden dann auf das wellenförmige „Wave“-Challenge-Bauteil TS-RAPM-012 angewendet, um Pressformen von dicken (6,3 mm Nennstärke) UD-Laminaten in Formen mit engen Radien (12,7 mm) zu demonstrieren. Zur Erfüllung der Anforderungen nutzte das Bauteil einen quasi-isotropen Lagenaufbau aus Intermediate Modulus (IM7; Hexcel; Stamford, Conn., USA) Carbonfaser-UD-Band. Außenschichten aus Style 108 Glasgewebe und Solvay THORNEL T650 Standardmodul-Carbonfaser in 8-Harness-Satin-Gewebe schützen die UD-Fasern und verhindern Kontaktkorrosion an der Seite, die an ein Metallbauteil grenzt. Die Verwendung von Solvay CYCOM 5320-1 Epoxidharz ermöglichte kürzere (≤30 Minuten) isotherme Aushärtezyklen mit 2-stündiger freistehender Nachhärtung bei 177 °C.

Das Wave-Challenge-Bauteil wurde in Boeings PtFS-Arbeitszelle mit P20-Stahlwerkzeugflächen mit integriertem Vakuum und Harzdichtungen geformt. Der Werkzeughohlraum war dünner als die nominale Laminatstärke, um Schwankungen im Harzgehalt des Materials auszugleichen und den internen hydrostatischen Druck für hochwertige Bauteile aufrechtzuerhalten.

Drei Prozessparameter wurden getestet, darunter Kaltformen (Vorförmung der Lagen ohne Hitze), Heißentbulken-Vorkonsolidierung und Vorheizen des Preforms. Kaltformen wurde als zeitaufwändig und nicht hilfreich abgelehnt. Für die Vorkonsolidierung wurden Laminate unter Vakuum auf eine Platte mit Gewebeglas-Bleeder gelegt und 40 Minuten bei 116 °C unter Vollvakuum entbulkt. Obwohl ein automatisierter Infrarot-Vorheizprozess industrieller Standard ist, bestand der Vorheizschritt in diesen Versuchen darin, das Preform in das heiße Werkzeug (179 °C) zu legen und so weit wie möglich zu schließen, ohne zu berühren, für 3 Minuten. Anschließend wurde das Bauteil pressgeformt.

Versuch 8 der neun durchgeführten (#0–8) lieferte das hochwertigste Bauteil, hauptsächlich aufgrund der Vorkonsolidierung. Proben daraus erfüllten Dickenanforderungen (ein Problem bei anderen Bauteilen) und Laminatqualität mit einem Fasergehalt von 59–63 % und Porosität von 0–0,6 %.

Pfad 3: Blasengeformte TP-Rippe und C-Kanal

RAPM wählte die TP-RAPM-002 Rippe aus den Fertigungsentwicklungsversuchen, um einstufiges Pressformen vom Rohmaterial zum fertigen komplexen Bauteil zu demonstrieren, und den TP-RAPM-003 gekrümmten Kanal für einen zweistufigen Ansatz. Boeing St. Louis formte die -002 Rippe mit einer Accudyne Systems (Del., USA) Presse und konsolidierte Rohlinge für den -003 C-Kanal mit der PtFS-Ausrüstung. In einem zweiten Schritt prägte ATC Manufacturing die C-Kanal-Rohlinge zu Bauteilen.

Für die -002 Rippe verwendete RAPM 12-Zoll-breites UD-Band von Solvay: 12K AS4D Carbonfaser (Hexcel, Stamford, Conn., USA) verstärktes Polyetherketonketon (PEKK). Der -003 C-Kanal nutzte Gewebe von Cramer Fabrics Inc. (Dover, N.H., USA): 3K AS4 (Hexcel) ungesichtete Carbonfaser in 2×2-Köper, pulverbeschichtet mit Polyetheretherketon (PEEK); Flächengewicht 250 g/m²; Harzgehalt 42 %.

Thermoplast (TP) Formherausforderungen

TP-Composite verarbeiten bei höheren Temperaturen als Duroplaste – z. B. 390 °C für PEEK und 375 °C für PEKK –, was diverse Probleme mit sich bringt. Werkzeugmaterialien, die diese Prozesstemperaturen bewältigen, sind begrenzt. Zudem erschwert der große Temperaturunterschied zwischen Bauteilverarbeitung und Entnahme die Aufrechterhaltung uniformer Werkzeugtemperaturen. Die Lösung sind Wärmeeinlagerungen und/oder langsamere Auf- und Abheizrampen, was die Zykluszeiten verlängert.

Die hohen Temperaturen stellen auch eine Herausforderung bezüglich des thermischen Ausdehnungskoeffizienten (CTE) dar. Der CTE des Werkzeugmaterials unterscheidet sich oft vom TP-Laminat, was dazu führen kann, dass das TP-Laminat vom Werkzeug schrumpft, den aufgebrachten Druck reduziert und vollständige Konsolidierung verhindert. Auch ist der CTE des TP-Laminats entlang der Carbonfaser konstant, aber eine bilineare Kurve senkrecht zur Faser. Dies führt zu unterschiedlichem Schwinden in-Ebene versus Out-of-Plane beim Aufheizen und Abkühlen und muss im Werkzeugdesign berücksichtigt werden.

TP-Laminate können auch durch Harzvolumenabnahme beim Übergang von flüssig zu fest vom Werkzeug schrumpfen. In dieser Abkühlphase, in der die kritische Harzmatrixkristallisation stattfindet, ist präzise Kontrolle über Temperatureinheitlichkeit und Laminatdruck erforderlich, um hochwertige Eigenschaften im fertigen Bauteil zu gewährleisten.

Ein weiteres Problem: Werkzeuge müssen vollständig abgedichtet sein, um das geschmolzene TP während des Formens zu halten. „Ein Werkzeug bei 375 °C bis 390 °C abzudichten ist schwierig, da es sehr wenige konforme Dichtungen gibt, die diese Temperatur und TP-Formdrücke von 300 bis 500 psi oder mehr bewältigen“, sagt Hahn. „Wir sind auf metallische Dichtungen oder passgenaue Metallwerkzeuge beschränkt, um die Dichtfunktion zu erfüllen. Elastomerwerkzeuge wären unglaublich vorteilhaft, jedoch versagen alle aktuellen Elastomere bei TP-Formtemperaturen.“

Boeing St. Louis benötigte neuartiges Werkzeug, um horizontalen Druck auf die vertikalen Elemente der Rippe während der Konsolidierung in einer hydraulischen Presse mit rein vertikaler Betätigung zu erzeugen. Die Lösung war eine dünne Aluminiumblase (ein ähnliches System wurde für TP-RAPM-003 verwendet, Abb. 5). Mit inertem Argongas bei hohen Temperaturen unter Druck gesetzt, dehnte sich die Blase aus und übte gleichmäßigen Druck auf alle Bauteiloberflächen während der Konsolidierung aus.

Ober- und Unterwerkzeug bestanden aus 410er Edelstahl, der den in-Ebene CTE des UD-Carbonfaser/PEKK-Laminats matchte. Während des Presszyklus kam das Oberwerkzeug mit der Aluminiumblase herunter und presste den Lagenaufbau langsam in die weibliche Kavität des Unterwerkzeugs. Die Blase war um 30 % von der endgültigen Bauteilstärke unterdimensioniert, um das Volumen des unkonsolidierten Band-Preforms in diesem Einstufenprozess aufzunehmen. Dieses Werkzeug war in einer konventionellen Presse mit elektrischen Heizpatronen montiert, die in 12 unabhängig geregelte Zonen verdrahtet waren – plus den sechs Hauptzonen der Pressenplatte –, um die Werkzeugoberflächentemperatur in den Flanschen und dem Steg der Rippe zu steuern.

Diese Formversuche produzierten Composite-Bauteile mit bestandenen NDI-Ergebnissen. Das Blasenwerkzeug-Design erfordert jedoch weitere Entwicklung, um das Formen des Lagenaufbaus in die engen Innenradien des Bauteils zu verbessern und eine uniforme Oberflächendicke aufrechtzuerhalten.

Konsolidierung von PEEK-Gewebe-Rohlingen

Für den TP-RAPM-003 gekrümmten C-Kanal wurde das pulverbeschichtete PEEK 2×2-Köper-Gewebe mit relativ hohem Volumenfaktor verwendet. Boeing St. Louis konsolidierte zunächst den Lagenaufbau, der entlang der Bauteillänge von 32 auf 24 Lagen abfiel, zu einem flachen Rohling mit verjüngtem Querschnitt, und sendete die Rohlinge an ATC Manufacturing, die das finale Bauteil mit vertikalen Flanschen prägten.

Wie bei der Rippe nutzte Boeing eine Formblase und Stahl-Ober-/Unterwerkzeuge. Die Blase wurde auf AZ31-Magnesium geändert, das besser gegen Ruptur beständig ist als Aluminium. Das C-Kanal-Werkzeug wurde für den Betrieb in der Surface Generation PtFS-Formzelle ausgelegt, um schnelleres Aufheizen und Abkühlen gegenüber der konventionellen Presse mit Patronenheizungen für die Rippe zu ermöglichen.

Der C-Kanal-Werkzeugansatz wurde entwickelt, um Flexibilität für mehrere Bauteile zu erhöhen. Der Lagenaufbau wurde auf das Unterwerkzeug gelegt, das auf die Glasübergangstemperatur (T_g) des Materials erhitzt wurde, um Formbarkeit ohne Schmelzen zu erhalten. Ein volumenreduzierender Rahmen mit druckdichtender Dichtung wurde auf das Unterwerkzeug gesetzt, wodurch eine Kavität entstand, die etwas größer als der Bauteillagenaufbau war (Abb. 5). Hitze und hydraulischer Druck wurden vom Oberwerkzeug durch die Blase auf den Lagenaufbau übertragen. Nach Erreichen der Formtemperatur wurde Argongas auf die Blase gegeben, die diese in die Rahmenkavität drückte und Druck auf den verjüngten Rohling ausübte. Die Werkzeugtemperatur wurde dann durch die Schmelzphase des Materials erhöht, während der Blasendruck aufrechterhalten wurde, was verhinderte, dass Material während der Schmelzphase über das Unterwerkzeug floss.

Der Vorformzyklus umfasste 55 Minuten für Blase und TP-Aufladung, um Prozesstemperatur zu erreichen, und 30 Minuten zum Abkühlen unter die PEEK-Kristallisationstemperatur. Der Druck reichte von 1,4 bis 9,7 bar und wurde manuell über einen Hochdrucktank mit Ventil gehalten. Mit der kürzlichen Integration eines Pressclave-Systems in die PtFS-Zelle wird die autoklavähnliche Kontrolle von Vakuum und Druck (±3 psi) in der Pressenwerkzeugkavität künftig automatisiert.

TP-Stampformen

Konsolidierte Rohlinge für den -003 C-Kanal wurden an ATC Manufacturing zum Stampformen geschickt, wobei der Rohling ausreichend über Schmelztemperatur erhitzt wird, um Polymerfluss zu gewährleisten. Er wurde dann in eine schnell schließende Presse übertragen, um das Bauteil schnell zu formen und abzukühlen. Das Formwerkzeug in der Presse wird auf konstanter Temperatur gehalten, was schnelle Zykluszeiten durch Eliminieren von Aufheiz- und Abkühlrampen ermöglicht. Die Werkzeugtemperatur muss zwischen Schmelztemperatur und T_g liegen, um den erforderlichen Grad an thermoplastischer Matrixkristallinität in kurzer Zeit zu entwickeln, doch sicherzustellen, dass das Bauteil ohne Verformung entnommen werden kann. Eine Reihe von Rohlingen mit eingebauten Thermoelementen validierte den vollständigen Thermozyklus für das Stampformen des C-Kanals.

Formsimulationen mit Aniform-Software (Enschede, Niederlande) zeigten, dass der hoch drapfähige PEEK-Gewebe-Rohling immer noch ein Faltenrisiko in Druckzonen aufwies, nämlich im inneren (kleineren Radius) Flansch. Daher hielt ein Spannsystem (Abb. 5) mit Shuttle-Platte und Clips den Rohling in Spannung, während die passgenauen Metallwerkzeuge schlossen, um ihn zu formen. Trotz alledem zeigte der Flansch in Druckzone Buckling, da Faser am inneren Radius nach innen gedrückt wurde. „Alle drei RAPM-Pfade hatten Schwierigkeiten, dieses Bauteil herzustellen“, so Hahn. „Seine Geometrie war extrem und nicht so sehr repräsentativ für ein reales Bauteil, sondern eher darauf ausgelegt, die Formbarkeit an ihre Grenzen zu bringen.“

Die Fertigungsentwicklungsversuche führten zu Challenge- und Transition-Bauteilen, die mehrere Versionen des TP-RAPM-008 Hautzugangspanels, die TP-RAPM-013 Rippe mit Joggles an den Flanschen und eine Blasenstudie mit drei verschiedenen Geometrien des TP-RAPM-017 Panels (Abb. 2) umfassten. Boeing St. Louis produzierte alle bis auf die TP-RAPM-013 Rippe, die ATC fertigte. „Obwohl dieses Bauteil mit UD-Band gefertigt wurde, das typischerweise schwieriger zu formen ist als Gewebe, konnten wir diese Bauteile sehr gut formen“, sagt Trevor McCrae, R&D-Direktor von ATC Manufacturing. Insgesamt zeigten die TP-Formversuche, dass Stampformen komplexe Geometrien produzieren kann, die mit konventioneller Pressformung nicht möglich wären.

Lernen, Kosten vs. Aluminium zu senken

RAPM hat neuartige Formfähigkeiten in allen drei Pfaden demonstriert und zahlreiche Erkenntnisse gesammelt – von der Positionierung von Pad-ups zur Verhinderung von Verrutschen während des Pressformens bis zu Richtlinien für Bauteilgeometrien zur Maximierung der Qualität und Minimierung der Werkzeugkosten. „Das Verständnis der Auswirkungen von Out-of-Plane-Merkmalen, Radius-zu-Dicke-Verhältnis und Abstand zwischen geometrischen Details wird entscheidend, wenn man zu kleinen Bauteilen übergeht“, beobachtet Hahn. „Die Standardisierung von Merkmalen wie Radien, Kurven und Flanschwinkeln kann Kostentreiber mindern, z. B. Werkzeugkosten reduzieren, die Anzahl der Formversuche während der Entwicklung und die Notwendigkeit mehrerer Scans bei NDI (zerstörungsfreier Prüfung), indem ein standardisierter AUSS-Schuh für eine Bauteilfamilie ermöglicht wird.“

Ein weiterer von RAPM hervorgehobener Kostentreiber war der zeitaufwändige Vorkonsolidierungsschritt beim Duroplast-Prepreg-Pressformen. „Niedrigvolumige und harzreichere Prepregs erweitern das Prozessfenster und erhöhen die Wiederholbarkeit für hochwertige Bauteile“, erklärt Hahn. „Solvay hat einen patentierten ‚Transformer Film‘ entwickelt, der auf niedrigimprägnierte Prepregs vor dem Pressformen aufgebracht werden kann, um hydrostatischen Druck in der Werkzeugkavität während der Konsolidierung zu garantieren.“

Obwohl RAPM offiziell erst Herbst 2020 endet, gefolgt von weiteren veröffentlichten Ergebnissen, zeigen die bisherigen Erkenntnisse für ausgewählte Bauteile, die auf echten Verteidigungsprogrammen basieren, dass Composites konkurrenzfähig mit bearbeitetem Aluminium sein können (Abb. 6). Zwar reduzieren die ausgewählten Harzinfusions- und TP-Bauteile die laufenden Kosten – z. B. Material, Maschinenzeit usw., berechnet über Gesamtbauteile pro Familie bei bestehender nicht-wiederkehrender Infrastruktur –, doch die TS-RAPM-012 Wave-Baugruppe zeigt tatsächlich einen Anstieg von 7 % gegenüber bearbeitetem Aluminium. Sie erreicht jedoch die gewünschte Gewichtsersparnis und zu einem Aufpreis, der tatsächlich innerhalb der von Hendrix geforderten Marge liegt: „Niemand wird das 2-fache für die Gewichtsersparnis von Composites zahlen; sie müssen innerhalb von 10 % der Aluminiumkosten liegen.“ Er räumt jedoch ein: „Es gibt immer noch nicht-wiederkehrende Zeit- und Kostenfragen zu klären, wie Werkzeugbau und die Entwicklung, die erforderlich ist, um die Form erfolgreich zu formen.“ Hahn fügt hinzu: „Wir veröffentlichen Lessons Learned, ermöglichen fundiertere Trade Studies mit erweiterten Optionen und schaffen eine vernünftig offene Basis für Branchendiskussionen.“ CW wird diese Diskussion mit einem Update fortsetzen, sobald RAPM später dieses Jahr abgeschlossen ist.