CN105313345A

CN105313345A - 用于飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术

Info

Publication number: CN105313345A
Application number: CN201510024542.7A
Authority: CN
Inventors: 李亿; 宋雅静
Original assignee: Beijing Shenghuarui Science & Technology Co Ltd
Current assignee: Beijing advanced material product design Co., Ltd.
Priority date: 2015-01-19
Filing date: 2015-01-19
Publication date: 2016-02-10
Anticipated expiration: 2035-01-19
Also published as: CN105313345B

Abstract

本发明公开了一种飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，具体包括以下几个步骤：1、选取连续纤维增强高性能热塑性预浸料片材，根据预浸料片材的具体参数设计一次成型平板模具；2、剪裁预浸料片材放置平板模具中，通过加热和施压处理，制造热塑性复合材料平板；3、根据一次成型平板的厚度设计二次成型产品模具；4、将平板放入单独的预热设备，预热充分后快速转移到产品模具中，立即加压进行二次成型，保压降温后取出，制得热塑性复合材料产品。本发明的优点可以表述为：原材料选取连续纤维增强高性能热塑性预浸料片材，使得产品性能更优。二次成型采用预热设备和产品模具分离的方式，提高了产品模具的使用寿命、降低了成本，此外本发明还具有产品的成型周期短、能耗低、重复性好等特点。

Description

用于飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术

技术领域

本发明涉及一种热塑性复合材料产品的制造技术，具体来说，涉及一种用于飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术。

背景技术

目前，在航空领域应用较多的复合材料属于热固性复合材料，但其耐湿热性、抗冲击和损伤能力、导电性及延伸率均较差，在一定程度上限制了飞机复合材料承力构件的发展。且热固性复合材料难以回收，限制了飞机上“绿色材料”的应用进程。热塑性树脂与连续纤维组成的高性能热塑性复合材料具有许多优于热固性复合材料的综合性能，可用作性能要求较高的飞机结构材料，而且该种材料具有可回收性，大大加速其应用进程。热塑性复合材料最突出的优点是具有较高的韧性、优秀的损伤容限以及良好的抗冲击性能，有利于克服热固性树脂基复合材料层间韧性不足和冲击分层的缺点，可应用于使用环境较为苛刻、承载能力要求较高、容易受到强烈冲击的场合。

近年来，热塑性复合材料在飞机部件产品上的应用越来越普遍，如空客A350上应用的热塑性复合材料角片和耳片；空客A380的翼肋和油箱口盖。连续纤维增强高性能热塑性复合材料具有耐高温、耐冲击、耐疲劳和更轻质等突出优点，且成型周期短，利于大规模批量化生产。但由于高性能热塑性树脂的成型温度较高(大于300℃)，其成型工艺比较复杂，故目前多采用热压罐工艺成型，主要具有以下缺点：

第一其设备成本和工艺成本都很高，包括设备投入费用、场地成本及在制造产品过程中使用辅材等成本。

第二模具投入成本高，模具基本为高性能金属材料(在高温下保持材料性性能)，因对精度的要求，其前期投入很高，特别是对大尺寸模具的投入更加高昂。

第三加工周期长，规模化生产困难。在实施过程中，加压和加温均需要消耗时间，还有模具限制等原因，产品也只能以个的方式计数，很难量产。

因此需要寻求一种低成本成型技术-非热压罐成型方法，热压成型技术成为最有前途一种方法。本发明致力于该项技术，并提出了一种以二次模压成型为核心的非热压罐技术。该技术为实现高性能热塑性复合材料在飞机主/次承力构件上的应用奠定基础，也可推广到汽车、船艇、石油等领域。

发明内容

本发明的目的是提供了一种热塑性复合材料产品的制造技术，以克服热压罐工艺过程中能耗高、成本高、周期长的缺点。模具损耗严重、成本高、预浸料片材均匀铺放困难、成型压力难控制、厚度不均匀和孔隙率高等问题，并且该技术不仅降低了成本、改善了工艺窗口的控制难度，而且提高了构件的力学性能。该技术可以改进，利用机器人技术实现全自动控制。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现：

一种飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，包括以下步骤：

步骤1：选取预浸料片材，根据预浸料片材的实测厚度、面密度和重量参数设计一次成型平板模具；

步骤2：根据一次成型平板模具的尺寸，剪裁预浸料片材放置平板模具中，通过加热和施压处理，制造热塑性复合材料平板；

步骤3：根据一次成型平板的厚度设计二次成型产品模具，产品模具厚度尺寸应略小于一次成型平板的实际厚度；

步骤4：将步骤2中得到的复合材料平板先放入预热设备充分预热，然后快速转移到产品模具中，立即施压，保压降温后取出，制得热塑性复合材料产品。

进一步的，所述步骤1中，选取的预浸料片材为连续纤维增强高性能热塑性材料，连续纤维种类为碳纤维和玻璃纤维，高性能热塑性树脂主要为聚苯硫醚和聚醚醚酮，其组合包括：碳纤维/聚苯硫醚，碳纤维/聚醚醚酮，玻璃纤维/聚苯硫醚和玻璃纤维/聚醚醚酮。

进一步的，所述步骤1中，预浸料片材的铺放厚度大于成型平板的实际厚度，取值1.01～1.25倍。

进一步的，所述步骤2中，对于聚苯硫醚树脂基，平板成型温度为290～320℃；对于聚醚醚酮树脂基，平板成型温度为370～400℃。

进一步的，所述步骤2中，平板成型的保压时间为15～30min，平板成型压力范围包括：0.1～1MPa、1～5MPa、5～10MPa和大于10MPa。

进一步的，所述步骤3中，产品模具厚度尺寸应略小于一次成型平板的实际厚度，公差取值＜0.3mm。

进一步的，所述步骤4中，预热设备与产品模具分离，预热方式包括电加热和红外加热，对于聚苯硫醚树脂基，预热设备温度为290～320℃，产品模具温度为120～160℃；对于聚醚醚酮树脂基，预热设备温度为370～400℃，产品模具温度为130～180℃。

进一步的，所述步骤4中，产品的制造是一个快速成型过程，平板从预热设备到产品模具的转移可通过机器人操作，转移时间小于20s，产品整个加工周期为3～5min。

进一步的，所述步骤4中，产品成型压力大于平板成型压力，产品成型压力范围包括3～10MPa、10～20MPa、20～30MPa以及大于30MPa四种级别。

本发明的有益效果为：本技术相对传统热压罐工艺而言，减少了对模具的损耗，降低了能源能耗和成本，改善了预浸料片材的铺放难度，并且成型工艺窗口更易控制，构件产品的含胶量均匀性得到保证、空隙率更低，并且本技术可实现全自动控制，产品的成型周期短、能耗低、重复性好，适合于不同领域高性能热塑性复合材料产品的制造，对于肋板、角片、耳片这类需求量大且性能要求高的飞机构件尤其适用，还可推广到汽车、船艇、石油等相关热塑复合材料产品的制造。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本发明实施例所述的一次成型平板模具的结构示意图；

图2是根据本发明实施例所述的一次成型平板的工艺流程图；

图3是根据本发明实施例所述的二次成型飞机肋板产品模具结构示意图；

图4是根据本发明实施例所述的二次成型飞机肋板产品的工艺流程图。

图中：

1、上钢板；2、下钢板；3、平板模框；4、预浸料片材；5、热压机；6、飞机肋板产品模具；7、一次成型平板；8、红外预热设备；9、二次成型飞机肋板。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

根据本发明的实施例，提供了一种飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，包括以下步骤：

为了更好的体现本专利中的技术方案，下面以制造飞机肋板为例，详细说明本技术的具体操作过程。

具体使用时，如图1～4所示，原材料选取连续碳纤维增强聚苯硫醚预浸料，通过一次模压工艺制成平板，再利用平板二次模压成型飞机肋板的过程，具体的制备步骤如下：

步骤1、一次成型平板模具的设计：

选取连续碳纤维增强聚苯硫醚预浸料片材，根据预浸料片材的实测厚度、面密度和重量等参数估算出预浸料片材的层数与平板预期厚度间的关系，可以选用以下公式计算：

M1＝ρ×t×(L1-2y)×(L2-2y)×n；

M2＝L1×L2×ρs×h

其中，L1为平板的长；L2为平板的宽；ρs为平板的预期密度；ρ为预浸料片材实测面密度；t为预浸料片材实测厚度；y为预浸料片材四周预留尺寸；n为预浸料片材层数；h为平板预期厚度；h1平板实际厚度或平板模框的厚度；M1为预浸料片材的质量，M2为平板的质量，在不溢胶的情况下，所述预浸料片材的质量等于平板的质量，即M1＝M2。

ρ×t×(L1-2y)×(L1-2y)×n(未知)＝L1×L2×ρs×h(未知)

其中公式中的预浸料片材层数和平板的预期厚度均为未知，因此得到预浸料片材层数与平板的预期厚度存在相对应的关系：

h(未知)＝A×n(未知)

其中A为确定值，由上式可知，平板预期厚度(h)可由不同的预浸料片材层数(n)得到，就是说h与n存在一一对应的关系，当预浸料片材层数n确定后，h就进一步确定。

本实施例中，用于飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术以3K连续碳纤维缎纹织物增强聚苯硫醚预浸料片材为原材料。

其中，碳纤维/聚苯硫醚预浸料片材的单层厚度为0.27mm，面密度为357g/m²，当预浸料层数n取7时，对应的一次成型平板预期厚度h为1.423mm。

如图1所示，平板模框厚度h1略小于平板预期厚度h，h1取1.4mm，上钢板1以及下钢板2的厚度均为h2取2～5mm。

步骤2、一次成型平板的制造：

如图2所示，一次成型平板在热压机5上完成，先剪裁预浸料片材，将预浸料片材4(7层)放入平板模框3中，在热压温度290～320℃，热压时间15～30min，热压压力1～5MPa条件下一次模压成型，制得热塑性复合材料平板7。

步骤3、二次成型飞机肋板产品模具的设计：

如图3所示，飞机肋板为简单弯折结构，根据一次成型平板的实际厚度h1设计飞机肋板产品模具6，热塑性复合材料快速成型过程中的最大压缩量很小，根据经验hx一般小于0.3mm，因此产品模具6厚度取值1.37mm～1.40mm。

步骤4、二次成型飞机肋板产品的制造：

如图4所示，先将步骤2得到的平板7放入红外预热设备8，预热设备与产品模具分离，预热温度290～320℃，待预热充分后快速转移到飞机肋板产品模具6中，产品模具温度控制在120～160℃，转移过程通过机器人操作，时间控制在20s以内，待平板7进入飞机肋板产品模具6上，立即施压，二次成型压力控制在10～20MPa，二次成型周期为3～5min，制得热塑性复合材料飞机肋板9。

本方法不仅适用于飞机行业肋板类主/次承力构件的制造，同时也适合于汽车、船艇、石油等其它行业中力学性能要求高且用量大的主/次承力构件。本方法适用范围较为广泛，有利于市场的推广与应用。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，包括以下步骤：

步骤3：根据一次成型平板的厚度设计二次成型产品模具，保证产品模具的厚度尺寸略小于一次成型平板的实际厚度；

步骤4：将步骤2中得到的热塑性复合材料平板先放入预热设备充分预热，然后快速转移到产品模具中，立即施压，保压降温后取出，制得热塑性复合材料产品。

2.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤1中选取的预浸料片材为连续纤维增强高性能热塑性材料，连续纤维种类为玻璃纤维和碳纤维，高性能热塑性树脂主要为聚苯硫醚和聚醚醚酮。

3.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤1中，预浸料片材的铺放厚度大于平板模具的厚度，取值1.01～1.25倍。

4.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤2中，平板成型温度根据树脂不同有所区别，聚苯硫醚树脂基为290～320℃；聚醚醚酮树脂基为370～400℃。

5.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤2中，平板成型的保压时间为15～30min，平板成型压力范围至少包括以下的一种：0.1～1MPa、1～5MPa、5～10MPa和大于10MPa。

6.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤3中，产品模具厚度尺寸应略小于一次成型平板的实际厚度，公差取值＜0.3mm。

7.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤4中，预热设备与产品模具分离，预热方式包括电加热和红外加热，对于聚苯硫醚树脂基，预热设备温度为290～320℃，产品模具温度为120～160℃；对于聚醚醚酮树脂基，预热设备温度为370～400℃，产品模具温度为130～180℃。

8.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤4中，产品的制造是一个快速成型过程，平板从预热设备到产品模具的转移可通过机器人操作，转移时间小于20s，产品整个加工周期为3～5min。

9.根据权利要求1所述的飞机主/次承力构件的热塑性复合材料产品的制造技术，其特征在于，所述步骤4中，产品成型压力大于平板成型压力，产品成型压力范围包括3～10MPa、10～20MPa、20～30MPa以及大于30MPa四种级别。