CN116278050A - 一种蜂窝型复合材料的加工方法 - Google Patents

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CN116278050A CN202310452982.7A CN202310452982A CN116278050A CN 116278050 A CN116278050 A CN 116278050A CN 202310452982 A CN202310452982 A CN 202310452982A CN 116278050 A CN116278050 A CN 116278050A
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Abstract

本申请提供的一种蜂窝型复合材料的加工方法，包括：将编织布预浸料逐层铺至定位压板上，并使用胶黏剂固定；将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥，得到蜂窝型复合材料中间件；将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理；将固化处理后的所述蜂窝型复合材料中间件脱模以及打磨处理，得到所述蜂窝型复合材料。本申请在制备蜂窝型复合材料过程中，通过在不同温度下的固化处理，提升蜂窝型复合材料的热稳定性；再将制备完成的蜂窝型复合材料与内外蒙皮复合成型，改善因不同树脂体系无法同时固化的情况，有效缓解蜂窝复合材料与蒙皮的粘接性差的问题。

Description

一种蜂窝型复合材料的加工方法
技术领域
本申请涉及复合材料技术领域，尤其涉及一种蜂窝型复合材料的加工方法。
背景技术
复合材料在航空、航天、航天器及导弹领域获得广泛应用。复合材料具有较高的比强度和比高度，具有金属无法比拟的独特优势，改性环氧树脂的复合材料的比强度可高出铝合金10倍，比刚度高出铝合金4倍，应用在飞机材料中，可使飞机的结构重量大幅度减少。
在航天产品复合材料的制造过程中，火箭整流罩等部位可设计为蜂窝夹层结构。蜂窝夹层结构的制件成型方法是将预浸料与蜂窝芯材在成型模具上一起固化成型。由于火箭产品的尺寸较大，厚度较厚，若采用已固化处理完成的蜂窝复合材料，很难在模具上成型，导致蜂窝复合材料与蒙皮的粘接性较差。
发明内容
本申请提供了一种蜂窝型复合材料的加工方法，以解决蜂窝复合材料与蒙皮的粘接性较差的问题。
本申请提供的一种蜂窝型复合材料的加工方法，包括：将编织布预浸料逐层铺至定位压板上，并使用胶黏剂固定；
将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥，得到蜂窝型复合材料中间件；
将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理；
将固化处理后的所述蜂窝型复合材料中间件脱模以及打磨处理，得到所述蜂窝型复合材料。
在一种可能的实现方式中，所述编织布预浸料包括预浸料溶剂以及纤维布，其中所述预浸料溶剂为环氧树脂、酚醛树脂、双马来酰亚胺、乙烯基酯中的一种或多种组合。
在一种可能的实现方式中，所述胶黏剂为环氧树脂、酚醛树脂、脲醛树脂、聚胺酯、聚乙烯醇缩醛、过氯乙烯树脂、氯丁橡胶、丁腈橡胶中的一种或多种组合。
在一种可能的实现方式中，在将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥过程中，使用烘箱进行真空干燥时，烘箱内环境温度以1～3℃/min的升温速率升温至50～60℃，干燥30-50min；真空干燥结束后以1～3℃/min的降温速率降温至室温出炉。
在一种可能的实现方式中，将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理包括：在加热到第一工艺温度时，保温30～40min；其中，第一工艺温度为80～90℃；
在保温30～40min后，对烘箱继续升温，在烘箱的温度达到第二工艺温度时，保温10～15min；其中第二工艺温度为110～120℃；
在保温10～15min后，对烘箱继续升温，在烘箱的温度达到第三工艺温度时，保温50～60min；其中第三工艺温度为175～180℃。
在一种可能的实现方式中，在将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理过程中，加热到第一工艺温度以及第二工艺温度的升温速率为3～5℃/min，加热到第三工艺温度的升温速率为5～7℃/min。
在一种可能的实现方式中，在得到所述蜂窝型复合材料后，所述方法还包括：将所述蜂窝型复合材料通过胶黏剂与碳纤维复合材料进行拼接，得到拼接中间件；
将所述拼接中间件套模具放入热压罐进行固化处理；
将固化处理后的所述拼接中间件脱模以及打磨处理，得到成品件。
在一种可能的实现方式中，将所述拼接中间件套模具放入热压罐进行固化处理包括：
在所述热压罐的温度达到85～90℃时，保温50～70min；
在保温50～70min后，对所述热压罐继续升温，在热压罐的温度达到120～130℃温度时，保温80～100min；
在保温80～100min后，随炉保压降至室温。
在一种可能的实现方式中，所述热压罐的升温速率小于或等于1℃/min，所述热压罐的降温速率小于或等于1℃/min。
在一种可能的实现方式中，所述热压罐固化处理的起始真空压力大于或等于-0.08MPa，在固化处理过程中真空压力为0.68～0.72MPa。
由以上技术方案可知，本申请提供的一种蜂窝型复合材料的加工方法，包括：将编织布预浸料逐层铺至定位压板上，并使用胶黏剂固定；将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥，得到蜂窝型复合材料中间件；将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理；将固化处理后的所述蜂窝型复合材料中间件脱模以及打磨处理，得到所述蜂窝型复合材料。本申请在制备蜂窝型复合材料过程中，通过在不同温度下的固化处理，提升蜂窝型复合材料的热稳定性；再将制备完成的蜂窝型复合材料与内外蒙皮复合成型，改善因不同树脂体系无法同时固化的情况，有效缓解蜂窝复合材料与蒙皮的粘接性差的问题。
附图说明
为了更清楚地说明本申请的技术方案，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，对于本领域普通技术人员而言，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为本申请实施例实施蜂窝型复合材料的加工方法的流程图；
图2为本申请实施例实施蜂窝型复合材料的加工方法的模具示意图；
图3为本申请实施例实施蜂窝型复合材料的加工方法的模具示意图；
图4为本申请实施例实施蜂窝型复合材料的加工方法的模具示意图；
图5为本申请实施例实施蜂窝型复合材料的加工方法的模具示意图；
图6为本申请实施例制备的蜂窝型复合材料实物图。
具体实施方式
下面将详细地对实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下实施例中描述的实施方式并不代表与本申请相一致的所有实施方式。仅是与权利要求书中所详述的、本申请的一些方面相一致的系统和方法的示例。
蜂窝芯材料由于具有轻量化、刚度大等优势，在航空航天领域得到广泛应用。蜂窝夹层结构应用广泛，通常由面板、粘结剂和蜂窝芯材料组成；蜂窝夹层结构也被称为蜂窝复合材料。蜂窝复合材料的阻尼大，缓冲隔振性能好；隔热性能好；隔音好；而且蜂窝复合材料的强度、刚度、热膨胀系数通过设计可应用在火箭领域。
由于火箭在发射过程中，速度较高，与空气产生的摩擦热量太大，要求整流罩具有一定的耐高温或吸热性能，因此可将火箭整流罩设计为蜂窝夹层结构。整流罩常选用内外蒙皮以及蜂窝夹层复合材料制备得到。
内外蒙皮是机体结构件一种，承受飞机或火箭的表面气动载荷。按是否承力一般分为两种。承力蒙皮和非承力蒙皮，承力蒙皮除了承受气动载荷之外，还要承受剪力等。按材料可以分为碳纤维蒙皮，金属蒙皮，玻璃纤维蒙皮，以及远古时期的蒙布。内外蒙皮作用是使得飞机或火箭外观的平滑，减小飞行阻力；将机舱内部隔绝成密闭空间，保证舱内部温度和压力；传递机身结构中桁架、隔框的应力，使整个机身成为一个整体。
由于碳纤维复合材料密度小重量轻，可以用在自重较大的设备上减轻重量，节约大量的能源损耗。因为碳纤维复合材料的强度非常高，可以承载更大的压力，强过钢板好几倍，加上不错的耐疲劳、耐酸碱、抗氧化等特性，使得碳纤维增强树脂基复合材料在航空、航天、航天器及导弹领域获得广泛应用。碳纤维复合材料不仅具有较高的比强度，还具有较高的比高度，具有金属无法比拟的独特优势，改性环氧树脂的碳纤维复合材料的比强度可高出铝合金10倍，比刚度高出铝合金4倍，应用在飞机或火箭材料中，可使飞机或火箭的结构重量大幅度减少。因此一般选取碳纤维复合材料作为内外蒙皮。
在一些实施例中，蜂窝夹层结构的制件成型方法是将预浸料与蜂窝芯材在成型模具上一起固化成型。上述方法的缺点包括：由于固化完成的蜂窝芯材的厚度较大，若采用已固化好的蜂窝芯材，很难在模具上成型，导致蜂窝与蒙皮的粘接性较差；若采用未固化的预浸蜂窝材料，由于蜂窝夹层为酚醛树脂体系，与内外蒙皮的环氧树脂碳纤维非同一树脂体系，固化参数不同、树脂无法融合，且酚醛树脂在固化成型时会产生水分子，蜂窝芯材在内外蒙皮之间的相对封闭结构内无法排出小分子，容易造成制件内部缺陷。
基于此，本申请部分实施例提供一种蜂窝型复合材料的加工方法，以解决蜂窝复合材料与蒙皮的粘接性差的问题。
如图1所示，本申请提供的蜂窝型复合材料的加工方法，包括以下步骤：
步骤1：将编织布预浸料逐层铺至定位压板上，并使用胶黏剂固定；
在将编织布预浸料逐层铺至定位压板上之前，需要使用风枪清除所述定位压板表面的灰尘，以及使用丙酮清洁所述定位压板上的污渍，避免表面留有污渍影响成型。
其中，编织布维预浸料为树脂在未固化之前预先和纤维结合在一起，并保持一定的储存期，在储存期内可以随时进行铺层设计、成型，是制作复合材料的中间材料。
编织布预浸料的组成部分可为：底部是一层离型纸，中间为成品预浸料，表面再覆盖一层聚乙烯薄膜，其中中间的成品预浸料又由树脂和纤维组成。
预浸料为预先用树脂浸润好纤维，在后面工艺中铺叠、成型，加热固化。所以预浸料的树脂是未经固化的树脂，多以热固性树脂为主。热固性树脂有很多种，在一种可能实现方式中，所述碳纤维预浸料包括预浸料溶剂以及纤维布，其中所述预浸料溶剂为环氧树脂、酚醛树脂、双马来酰亚胺树脂、乙烯基树酯中的一种或多种组合。
编织布预浸料根据实际需要可分为碳纤维预浸料以及玻璃纤维预浸料。
碳纤维预浸料是碳纤维丝束经过展纱(或碳纤维编织布)，在压力和温度的作用下，和预先涂敷在离型纸上的树脂，进行结合，然后冷却、覆膜、卷取等工艺加工而成的中间品复合材料，又叫做碳纤维预浸布。
玻璃纤维预浸布为树脂和编织玻璃纤维经过浸胶、辊压、加温烘烤、覆膜、卷取等工艺加工而成的玻璃纤维预浸料。
碳纤维预浸料中以环氧树脂最多、应用最广泛，在一些耐高温的场合会用到双马、氰酸树脂。预浸料溶剂通常选取环氧固化剂，环氧固化剂系聚醚胺改性固化剂。它具有色浅、可使用时间长、韧性好、表干速度快、漆膜表面不发黏、高光泽等优点。固化物的韧性及耐机械性能优良。在25℃的实验环境中，配合环氧当量180～190的双酚A型树脂，可使用时间(100g/25℃)为45分钟；薄膜干燥时间为3.6小时；固化时间仅需要10小时，便于成型。
由于酚醛树脂具有比强度高、优越的阻燃性能、良好的热稳定性和强度保留率、优良的隔音隔热性能等优势，玻璃纤维一般可选用酚醛树脂。
在一种可能实现方式中，所述胶黏剂为环氧树脂、酚醛树脂、脲醛树脂、聚胺酯、聚乙烯醇缩醛、过氯乙烯树脂、氯丁橡胶，丁腈橡胶中的一种或多种组合。
按需要照设计的铺层方式进行铺层，最后再进行预压实处理。
根据实际需求，分别在模具表面铺贴预浸料，每个铺贴组铺贴5-6层。
预浸料铺贴完成后，在预浸料表面依次铺贴隔离膜、撕下层、透气毡、真空袋等真空辅助材料，进行抽真空排气处理。
可选取隔离膜作为背衬，且四周各边均大于修补材料约100mm；将配置好的胶液的一半均匀涂布在隔离膜上。
将已制作的无孔隔离膜、第一铺层组或第二铺层组、透气毡作为整体放置到平板工装上，封装真空袋，抽真空2至3分钟，并放置到平板工装上封装真空袋。
绝大部分情况下隔离膜与层压制品直接接触，并把层压制品和无脱模性的透气毡隔离开。隔离膜可根据固化温度、压力、制件的复杂程度以及树脂体系而选择的。隔离膜有孔的是可去除嵌入到层压板里的空气和挥发物。
透气毡一般选用芳纶透气毡，由于170度是其软化点，熔点大于240度，可以经历短时的200度以下的高温，便于碳纤维复合材料的修补。
在一些实施方式中，脱模布可被用作第一道隔离产品以及其他真空辅助材料。脱模布不会粘在产品上，在固化成型后很容易撕离，可以达到230度左右，便于成型。
在一种可能实现方式中，在封装真空袋过程中，所述抽真空的压力为-0.08～-0.05MPa，抽真空时间为10～20min。
步骤2：将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥，得到蜂窝型复合材料中间件；
在进行固化之前，需要对编织布预浸料进行真空干燥处理，使用烘箱进行真空干燥时，烘箱内环境温度以1～3℃/min升温速率升温至50～60℃，干燥30-50min；结束后以1～3℃/min降温速率降温至室温后出炉。
步骤3：将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理；
将蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理，在一种可能的实现方式中，模具由三部分组成：底部框架、型面板及定位压板，为阴阳模结合的成型方式。
如图2-图5所示，模具的底部框架由钢制方管结构和厚度为10mm的平面型板焊接而成，起到稳定和支撑的作用。型面板是通过数控粗加工、精加工而成，用途为蜂窝复合材料的固化及外型面定型，型面板上刻有定位线，主要用于蜂窝铺贴的定位。定位压板是厚度为10mm的平面钢板，在模胎的横纵向均匀分布，环向共19件，纵向8件，与模胎主体通过型材螺钉连接，定位压板主要为了控制蜂窝的内型面，避免蜂窝翘曲、与模胎贴合不实的情况。
固化是碳纤维制品或玻璃纤维制品的必要步骤，是将预浸料中的热固性树脂在固定工艺条件下进行加温加压，形成的比较稳固的三维网状结构的过程。对于热固性复合材料来说，一旦进行固化，所有因为铺层或者固化过程中产生的缺陷都是不可改变的，因此在进行固化的时候，严格控制工艺参数是很重要的。
在加热到第一工艺温度时，保温30～40min；其中，第一工艺温度为80～90℃；
在保温30～40min后，对烘箱继续升温，在烘箱的温度达到第二工艺温度时，保温10～15min；其中第二工艺温度为110～120℃；
在保温10～15min后，对烘箱继续升温，在烘箱的温度达到第三工艺温度时，保温50～60min；其中第三工艺温度为175～180℃。其中，加热到第一工艺温度以及第二工艺温度的升温速率3～5℃/min，加热到第三工艺温度的升温速率为5～7℃/min
通过多次不同温度的固化处理，可以提高蜂窝型复合材料的热稳定性，提高蜂窝复合材料与蒙皮的粘接成功率。
步骤4：将固化处理后的所述蜂窝型复合材料中间件脱模以及打磨处理，得到所述蜂窝型复合材料。
在一些实施例中，在得到蜂窝型复合材料之后，还需要将所述蜂窝型复合材料与内外蒙皮进行固化得到成品。
步骤5：将所述蜂窝型复合材料通过胶黏剂与碳纤维复合材料的内外蒙皮进行拼接，得到拼接中间件；
将已固化定型的蜂窝型复合材料与内外蒙皮进行胶膜粘接，避免因蜂窝厚度较大，无法与外蒙皮完全随形；且蜂窝刚度较大，可以防止内外蒙皮在成型固化时变形。
步骤6：将所述拼接中间件套模具放入热压罐进行固化处理；
将拼接中间件按铺层要求铺放于模具上，将毛坯密封在真空袋后放置于热压罐中。在真空状态下，经过热压罐设备升温、加压、保温、降温和卸压等程序，利用热压罐内同时提供的均匀温度和均布压力实现固化，从而可以形成表面与内部质量高、形状复杂的复合材料制件。用热压罐的一个重要原因是向预浸料提供足够的压力，以此抑制孔隙的生成，所以做出来的产品性能好，能够作为结构件使用。
在所述热压罐的温度达到85～90℃时，保温50～100min；
在保温50-70min后，对所述热压罐继续升温，在所述热压罐的温度达到150～200℃时，保温70-200min；
在保温70-200min后，随炉保压降至室温，得到固化处理后的拼接中间件。
在一种可能实现方式中，所述热压罐的升温速率小于或等于1℃/min，所述热压罐的降温速率小于或等于1℃/min。
在一种可能实现方式中，所述热压罐固化处理的起始真空压力大于或等于-0.08MPa，在固化处理过程中真空压力为0.68～0.72MPa。
步骤7：将固化处理后的所述拼接中间件脱模以及打磨处理，得到成品件。
本申请对蜂窝型复合材料进行工艺性稳定之后，作为蜂窝型复合材料的酚醛树脂已固化，再将其与内外蒙皮复合成型，既确保了酚醛树脂优越的阻燃性能、良好的热稳定性和强度保留率，又避免了因不同树脂体系无法同时固化的问题，有效缓解蜂窝复合材料与蒙皮的粘接性较差的问题。
实施例1
使用120#砂纸轻轻拉毛产品表面；用风枪吹干净灰尘等残留物，使用无纺布蘸取丙酮擦拭缺陷区域，直至无纺布表面无明显污渍。
在制备蜂窝型复合材料过程中，本实施例中使用的编织布预浸料ACT2航空级芳纶纸蜂窝芯由航空级芳纶纸浸渍耐热酚醛树脂而成。其中，每张原材料尺寸为1.22×2.44m。
将编织布预浸料逐层铺至定位压板上，并使用胶黏剂固定后，将在烘箱中进行真空干燥。其中烘箱内环境温度以1～3℃/min升温速率升温至60℃，干燥30min；结束后以1～3℃/min降温速率降温至室温出炉，得到蜂窝型复合材料中间件。
将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理；烘箱内循环风烘干30min；保持循环风开启，升温速率3～5℃/min，升温至80℃，恒温30min；保持循环风开启，升温速率3～5℃/min，升温至120℃，恒温15min；保持循环风开启，升温速率5℃/min，升温至175℃，恒温60min后，将固化处理后的蜂窝型复合材料中间件取出，将固化处理后的所述蜂窝型复合材料中间件脱模以及打磨处理，得到所述蜂窝型复合材料。图6所示为本实施例制备的蜂窝型复合材料，对蜂窝型复合材料进行平拉性能测试，测试的平拉强度为2.14MPa，符合工业标准。
将所述蜂窝型复合材料通过胶黏剂与碳纤维复合材料的内外蒙皮进行拼接，得到拼接中间件。
拼接后进行真空制袋，具体操作如下：
在零件表面依次铺贴撕下层，无孔隔离膜，透气毡，真空袋，无孔隔离膜边缘比零件边缘大至少25mm，但不能覆盖真空嘴部位；在零件对角余量区各连接至少一支热电偶，模胎长度大于2m时，放置3支或以上；工装四周粘贴密封胶带，使用真空袋进行制袋，真空袋必须覆盖所有制袋材料；抽真空至少-0.080Mpa，时间至少15min；保证隔离膜、透气毡、真空袋与零件表面紧密贴合，不能架桥，不能绷紧，必须随形，并多次检查真空袋的密封性，如有发现漏气、泄气现象，检查漏气位置，用密封胶带粘贴，最终保证抽真空时整个作业系统的密封性。
真空制袋后，将拼接中间件放入热压罐固化处理：
把组合好的制件送入热压罐内，接通真空管路和热电偶，做真空泄漏检查，检查合格后，关闭罐门，进行固化。真空泄漏检查合格后，固化开始时真空压力应达到-0.08MPa以上，开始升温加压，加压至0.7Mpa。
零件温度升至90℃时，保温60min后，继续升温至125℃时，保温90min；其中，升温速率小于或等于1℃/min。
随炉保压降温(降温速率小于或等于1℃/min)，当罐内模胎温度降常温时卸压出罐。
待冷却至室温，揭去产品表面覆盖物，不得留有残留；清理表面胶瘤、毛边；将零件脱模，严禁损伤零件；打磨、修平修补区域外露面。
热压固化、脱模、打磨完成后，为了验证修补质量，首先目视修补零件是否缺陷，然后使用无损检测设备对零件内部进行无损检测。
无损检测可分为三种方式，即目测、超声或X射线无损检测。当碳纤维制品固化成型后，首先需要对外表进行目测、看看是否存在白斑、缺胶、集胶等问题，而内部检测通常采用超声或X射线无损检测，可以根据材料不同的密度来显示不同的存在形态，也可对内部的密集空隙和分层进行检测。
由以上实施例可知，本申请提供的一种蜂窝型复合材料的加工方法，包括：将编织布预浸料逐层铺至定位压板上，并使用胶黏剂固定；将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥，得到蜂窝型复合材料中间件；将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理；将固化处理后的所述蜂窝型复合材料中间件脱模以及打磨处理，得到所述蜂窝型复合材料。本申请在制备蜂窝型复合材料过程中，通过在不同温度下的固化处理，提升蜂窝型复合材料的热稳定性；再将制备完成的蜂窝型复合材料与内外蒙皮复合成型，改善因不同树脂体系无法同时固化的情况，有效缓解蜂窝复合材料与蒙皮的粘接性差的问题。
本申请提供的实施例之间的相似部分相互参见即可，以上提供的具体实施方式只是本申请总的构思下的几个示例，并不构成本申请保护范围的限定。对于本领域的技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下依据本申请方案所扩展出的任何其他实施方式都属于本申请的保护范围。

Claims (10)

1.一种蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，包括：
将编织布预浸料逐层铺至定位压板上，并使用胶黏剂固定；
将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥，得到蜂窝型复合材料中间件；
将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理；
将固化处理后的所述蜂窝型复合材料中间件脱模以及打磨处理，得到所述蜂窝型复合材料。
2.根据权利要求1所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，所述编织布预浸料包括预浸料溶剂以及纤维布，其中所述预浸料溶剂为环氧树脂、酚醛树脂、双马来酰亚胺、乙烯基酯中的一种或多种组合。
3.根据权利要求1所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，所述胶黏剂为环氧树脂、酚醛树脂、脲醛树脂、聚胺酯、聚乙烯醇缩醛、过氯乙烯树脂、氯丁橡胶、丁腈橡胶中的一种或多种组合。
4.根据权利要求1所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，在将固定好的编织布预浸料在50～60℃温度下进行真空干燥过程中，使用烘箱进行真空干燥时，烘箱内环境温度以1～3℃/min的升温速率升温至50～60℃，干燥30-50min；真空干燥结束后以1～3℃/min的降温速率降温至室温出炉。
5.根据权利要求1所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理包括：
在加热到第一工艺温度时，保温30～40min；其中，第一工艺温度为80～90℃；
在保温30～40min后，对烘箱继续升温，在烘箱的温度达到第二工艺温度时，保温10～15min；其中第二工艺温度为110～120℃；
在保温10～15min后，对烘箱继续升温，在烘箱的温度达到第三工艺温度时，保温50～60min；其中第三工艺温度为175～180℃。
6.根据权利要求5所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，在将所述蜂窝型复合材料中间件装进模具并放入烘箱进行固化处理过程中，加热到第一工艺温度以及第二工艺温度的升温速率为3～5℃/min，加热到第三工艺温度的升温速率为5～7℃/min。
7.根据权利要求1所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，在得到所述蜂窝型复合材料后，所述方法还包括：
将所述蜂窝型复合材料通过胶黏剂与碳纤维复合材料进行拼接，得到拼接中间件；
将所述拼接中间件套模具放入热压罐进行固化处理；
将固化处理后的所述拼接中间件脱模以及打磨处理，得到成品件。
8.根据权利要求7所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，将所述拼接中间件套模具放入热压罐进行固化处理包括：
在所述热压罐的温度达到85～90℃时，保温50～70min；
在保温50～70min后，对所述热压罐继续升温，在热压罐的温度达到120～130℃温度时，保温80～100min；
在保温80～100min后，随炉保压降至室温。
9.根据权利要求8所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，所述热压罐的升温速率小于或等于1℃/min，所述热压罐的降温速率小于或等于1℃/min。
10.根据权利要求9所述的蜂窝型复合材料的加工方法，其特征在于，所述热压罐固化处理的起始真空压力大于或等于-0.08MPa，在固化处理过程中真空压力为0.68～0.72MPa。
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