CN108099080A - 一种复合材料舱体设计成型方法 - Google Patents

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康龙辉
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蒋斌林
张耀庆
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Abstract

本发明一种复合材料舱体设计成型方法属于复合材料成型技术领域。本方案将带有筋条结构的复合材料舱体从功能上分解为舱体蒙皮、加强筋结构，加强筋结构预先固化成型，与芯模组成组合芯模，并在芯模上填充铺设舱体蒙皮，舱体蒙皮铺设完成后上下模具合模并在合理的温度及压力下加温固化，最终形成完整的复合材料舱体。本发明采用热塑性复合材料代替金属结构形式，重量较传统铝合金铸造舱体可减轻30％；相较于传统RTM成型热固性树脂复合材料舱体，有效降低舱体生产制造难度，提高舱体的加工效率及降低生产成本；筋条作为组合芯模的一部分在高温加热后与舱体蒙皮结构重新熔合为一体，完成后的舱体力学性能满足设计要求。

Description

一种复合材料舱体设计成型方法
技术领域
本发明一种复合材料舱体设计成型方法属于复合材料成型技术领域。
背景技术
舱体成型方法主要有铸造、机械加工及多个零件焊接等方法。但以上成型方法均存在一定的缺点或制造难点，如：铸造成型法需要在舱体的表面粗糙度、重量及内部缺陷等方面进行控制；机械加工法加工效率低、材料利用率低、生产成本高等；焊接法需要有严格的焊接工装来保证舱体的变形，且变形较难控制，同时需要投入大量的工装，成本较高且生产周期较长，对焊缝的质量也较难控制。
本发明采用复合材料代替金属材料实现舱体的设计成型，此种设计既能大大降低舱体的重量，又能降低舱体的生产制造难度、提高舱体的加工效率及生产成本。但是目前复合材料舱段成型主要针对热固性树脂，采用RTM成型工艺，成型工艺复杂，模具结构复杂，尤其针对舱体内部横纵加强筋结构较难成型。利用热塑性复合材料具有高温可再熔合的特点，针对具有加强筋结构舱体，提出一种舱体成型方法
发明内容
本发明的目的：本发明提供了一种复合材料舱体设计成型方法，目的在于既能保证舱体的外形尺寸、表面粗糙度、强度刚度等力学性能的要求下，又能较大程度的降低舱体的重量，同时能够有效降低舱体的生产制造难度，尤其是舱体含较多纵横加强筋结构、提高舱体的加工效率及降低生产成本。
本发明的技术方案：一种复合材料舱体设计成型方法，其特征在于利用组合模形式，先完成加强筋结构，并将加强筋作为芯模的一部分与金属芯模完成组合芯模，最后组合在一起，所述方法包括以下步骤；
1)将舱体结构分解为外部圆筒状壳体结构及内部横向、纵向加强筋结构；
2)针对加强筋结构设计专门的加强筋成型模，针对去除加强筋结构后的舱体设计芯模、上下模，最后舱体的芯模为加强筋及芯模组成的组合芯模；
3)清理加强筋成型模，在模腔内不得有任何多余物，清理完成要吹扫干净，再涂刷两遍脱模剂，脱模剂涂刷后需(120±5)℃烘干30分钟；
4)将横向、纵向加强筋在副模中热压成型，预先完成加强筋结构；
5)将已经生产的加强筋结构装配在芯模上；装配过程中应对各个连接面进行打磨、清洗，以便能够进行良好的对接，形成舱体完整的舱体成型芯模模具。
6)根据模具的模腔体积，加入相应重量的复合材料(PESEKK/T700)，加料完成后将上、下模具进行合模。对模具进行加热、增压，完成舱段的制造成型。然后进行加热，升温速度控制在(2-4)℃/min，待温度升至(330±10)℃时恒温10min进行加压，成型压力为(1.0-2.0)MPa，保温(40±5)min。保温结束后自然冷却至150℃，再用水冷却至60℃以下。此时，加强筋结构与加入的复合材料高温熔合在一起，冷却后固化成型，卸压启模，完成复合材料舱体的成型。
发明的有益效果：本发明采用热塑性复合材料代替金属结构形式，重量较传统铝合金铸造舱体可减轻30％；相较于传统RTM成型热固性树脂复合材料舱体，有效降低舱体生产制造难度，提高舱体的加工效率及降低生产成本；筋条作为组合芯模的一部分在高温加热后与舱体蒙皮结构重新熔合为一体，完成后的舱体力学性能满足设计要求。
附图说明
图1复合材料舱体结构图
图2复合材料舱体成型示意图
1是舱体蒙皮，2是舱体端框，3是舱体加强筋结构，4是上模，5是芯模，6是下模。
具体实施方式
下面结合说明书附图对本发明进行详细的说明。
一种复合材料舱体设计成型方法，其特征在于利用组合模形式，先完成加强筋结构，并将加强筋作为芯模的一部分与金属芯模完成组合芯模，最后组合在一起，所述方法包括以下步骤；
1)将舱体结构分解为外部圆筒状壳体结构及内部横向、纵向加强筋结构；
2)针对加强筋结构设计专门的加强筋成型模，针对去除加强筋结构后的舱体设计芯模、上下模，最后舱体的芯模为加强筋及芯模组成的组合芯模；
3)清理加强筋成型模，在模腔内不得有任何多余物，清理完成要吹扫干净，再涂刷两遍脱模剂，脱模剂涂刷后需(120±5)℃烘干30分钟；
4)将横向、纵向加强筋在副模中热压成型，预先完成加强筋结构；
5)将已经生产的加强筋结构装配在芯模上；装配过程中应对各个连接面进行打磨、清洗，以便能够进行良好的对接，形成舱体完整的舱体成型芯模模具。
6)根据模具的模腔体积，加入相应重量的复合材料(PESEKK/T700)，加料完成后将上、下模具进行合模。对模具进行加热、增压，完成舱段的制造成型。然后进行加热，升温速度控制在(2-4)℃/min，待温度升至(330±10)℃时恒温10min进行加压，成型压力为(1.0-2.0)MPa，保温(40±5)min。保温结束后自然冷却至150℃，再用水冷却至60℃以下。此时，加强筋结构与加入的复合材料高温熔合在一起，冷却后固化成型，卸压启模，完成复合材料舱体的成型。
实施例
一种复合材料舱体设计成型方法，所述方法包括以下步骤；
如图1所示，复合材料舱体结构包括舱体蒙皮1、端框2、横纵加强筋3三结构。
1)将舱体结构进行分解，分解为舱体蒙皮1结构与端框2结构、横纵加强筋结构3。
2)针对加强筋结构设计专门的加强筋成型模，针对去除加强筋结构后的舱体设计芯模、上下模，最后舱体的芯模为加强筋及芯模组成的组合芯模；
3)清理加强筋成型模，在模腔内不得有任何多余物，清理完成要吹扫干净，再涂刷两遍脱模剂，脱模剂涂刷后需(120±5)℃烘干30分钟；
4)将横向、纵向加强筋3在副模中热压成型，预先完成加强筋结构；
5)将已经生产的加强筋结构3装配在芯模5上；装配过程中应对各个连接面进行打磨、清洗，以便能够进行良好的对接，形成舱体完整的舱体成型芯模模具。
6)根据模具的模腔体积，加入相应重量的复合材料(PESEKK/T700)填充处舱体蒙皮1与端框2结构，加料完成后将上模具4、下模具6进行合模。对模具进行加热、增压，完成舱段的制造成型。然后进行加热，升温速度控制在(2-4)℃/min，待温度升至(330±10)℃时恒温10min进行加压，成型压力为(1.0-2.0)MPa，保温(40±5)min。保温结束后自然冷却至150℃，再用水冷却至60℃以下。此时，加强筋结构3与加入的复合材料高温熔合在一起，舱体结构1、2、3熔合为一体，冷却后固化成型，卸压启模，完成复合材料舱体的成型。

Claims (1)

1.一种复合材料舱体设计成型方法，其特征在于利用组合模形式，先完成加强筋结构，并将加强筋作为芯模的一部分与金属芯模完成组合芯模，最后组合在一起，所述方法包括以下步骤；
1)将舱体结构分解为外部圆筒状壳体结构及内部横向、纵向加强筋结构；
2)针对加强筋结构设计专门的加强筋成型模，针对去除加强筋结构后的舱体设计芯模、上下外膜，最后舱体的芯模为加强筋及芯模组成的组合芯模；
3)清理加强筋成型模，在模腔内不得有任何多余物，清理完成要吹扫干净，再涂刷两遍脱模剂，脱模剂涂刷后需(120±5)℃烘干30分钟；
4)将横向、纵向加强筋在副模中热压成型，预先完成加强筋结构；
5)将已经生产的加强筋结构装配在芯模上；装配过程中应对各个连接面进行打磨、清洗，以便能够进行良好的对接，形成舱体完整的舱体成型芯模模具。
6)根据模具的模腔体积，加入相应重量的复合材料(PESEKK/T700)，加料完成后将上、下模具进行合模。对模具进行加热、增压，完成舱段的制造成型。然后进行加热，升温速度控制在(2-4)℃/min，待温度升至(330±10)℃时恒温10min进行加压，成型压力为(1.0-2.0)MPa，保温(40±5)min。保温结束后自然冷却至150℃，再用水冷却至60℃以下。此时，加强筋结构与加入的复合材料高温融合在一起，冷却后固化成型，卸压启模，完成复合材料舱体的成型。
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