用于飛機主/次承力構件的熱塑性復合材料產品的制造技術的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種熱塑性復合材料產品的制造技術，具體來說，涉及一種用于飛機主/次承力構件的熱塑性復合材料產品的制造技術。
【背景技術】
[0002]目前，在航空領域應用較多的復合材料屬于熱固性復合材料，但其耐濕熱性、抗沖擊和損傷能力、導電性及延伸率均較差，在一定程度上限制了飛機復合材料承力構件的發展。且熱固性復合材料難以回收，限制了飛機上“綠色材料”的應用進程。熱塑性樹脂與連續纖維組成的高性能熱塑性復合材料具有許多優于熱固性復合材料的綜合性能，可用作性能要求較高的飛機結構材料，而且該種材料具有可回收性，大大加速其應用進程。熱塑性復合材料最突出的優點是具有較高的韌性、優秀的損傷容限以及良好的抗沖擊性能，有利于克服熱固性樹脂基復合材料層間韌性不足和沖擊分層的缺點，可應用于使用環境較為苛亥IJ、承載能力要求較高、容易受到強烈沖擊的場合。
[0003]近年來，熱塑性復合材料在飛機部件產品上的應用越來越普遍，如空客A350上應用的熱塑性復合材料角片和耳片；空客A380的翼肋和油箱口蓋。連續纖維增強高性能熱塑性復合材料具有耐高溫、耐沖擊、耐疲勞和更輕質等突出優點，且成型周期短，利于大規模批量化生產。但由于高性能熱塑性樹脂的成型溫度較高(大于300°C)，其成型工藝比較復雜，故目前多采用熱壓罐工藝成型，主要具有以下缺點:
[0004]第一其設備成本和工藝成本都很高，包括設備投入費用、場地成本及在制造產品過程中使用輔材等成本。
[0005]第二模具投入成本高，模具基本為高性能金屬材料(在高溫下保持材料性性能)，因對精度的要求，其前期投入很高，特別是對大尺寸模具的投入更加高昂。
[0006]第三加工周期長，規模化生產困難。在實施過程中，加壓和加溫均需要消耗時間，還有模具限制等原因，產品也只能以個的方式計數，很難量產。
[0007]因此需要尋求一種低成本成型技術-非熱壓罐成型方法，熱壓成型技術成為最有前途一種方法。本發明致力于該項技術，并提出了一種以二次模壓成型為核心的非熱壓罐技術。該技術為實現高性能熱塑性復合材料在飛機主/次承力構件上的應用奠定基礎，也可推廣到汽車、船艇、石油等領域。
【發明內容】
[0008]本發明的目的是提供了一種熱塑性復合材料產品的制造技術，以克服熱壓罐工藝過程中能耗高、成本高、周期長的缺點。模具損耗嚴重、成本高、預浸料片材均勻鋪放困難、成型壓力難控制、厚度不均勻和孔隙率高等問題，并且該技術不僅降低了成本、改善了工藝窗口的控制難度，而且提高了構件的力學性能。該技術可以改進，利用機器人技術實現全自動控制。
[0009]本發明的目的是通過以下技術方案來實現:
[0010]一種飛機主/次承力構件的熱塑性復合材料產品的制造技術，包括以下步驟:
[0011]步驟1:選取預浸料片材，根據預浸料片材的實測厚度、面密度和重量參數設計一次成型平板模具；
[0012]步驟2:根據一次成型平板模具的尺寸，剪裁預浸料片材放置平板模具中，通過加熱和施壓處理，制造熱塑性復合材料平板；
[0013]步驟3:根據一次成型平板的厚度設計二次成型產品模具，產品模具厚度尺寸應略小于一次成型平板的實際厚度；
[0014]步驟4:將步驟2中得到的復合材料平板先放入預熱設備充分預熱，然后快速轉移到產品模具中，立即施壓，保壓降溫后取出，制得熱塑性復合材料產品。
[0015]進一步的，所述步驟1中，選取的預浸料片材為連續纖維增強高性能熱塑性材料，連續纖維種類為碳纖維和玻璃纖維，高性能熱塑性樹脂主要為聚苯硫醚和聚醚醚酮，其組合包括:碳纖維/聚苯硫醚，碳纖維/聚醚醚酮，玻璃纖維/聚苯硫醚和玻璃纖維/聚醚醚酮。
[0016]進一步的，所述步驟1中，預浸料片材的鋪放厚度大于成型平板的實際厚度，取值1.01 ?1.25 倍。
[0017]進一步的，所述步驟2中，對于聚苯硫醚樹脂基，平板成型溫度為290?320°C ;對于聚醚醚酮樹脂基，平板成型溫度為370?400°C。
[0018]進一步的，所述步驟2中，平板成型的保壓時間為15?30min，平板成型壓力范圍包括:0.1 ?lMPa、l ?5MPa、5 ?lOMPa 和大于 lOMPa。
[0019]進一步的，所述步驟3中，產品模具厚度尺寸應略小于一次成型平板的實際厚度，公差取值< 0.3mm。
[0020]進一步的，所述步驟4中，預熱設備與產品模具分離，預熱方式包括電加熱和紅外加熱，對于聚苯硫醚樹脂基，預熱設備溫度為290?320°C，產品模具溫度為120?160°C ；對于聚醚醚酮樹脂基，預熱設備溫度為370?400°C，產品模具溫度為130?180°C。
[0021]進一步的，所述步驟4中，產品的制造是一個快速成型過程，平板從預熱設備到產品模具的轉移可通過機器人操作，轉移時間小于20s，產品整個加工周期為3?5min。
[0022]進一步的，所述步驟4中，產品成型壓力大于平板成型壓力，產品成型壓力范圍包括3?10MPa、10?20MPa、20?30MPa以及大于30MPa四種級別。
[0023]本發明的有益效果為:本技術相對傳統熱壓罐工藝而言，減少了對模具的損耗，降低了能源能耗和成本，改善了預浸料片材的鋪放難度，并且成型工藝窗口更易控制，構件產品的含膠量均勻性得到保證、空隙率更低，并且本技術可實現全自動控制，產品的成型周期短、能耗低、重復性好，適合于不同領域高性能熱塑性復合材料產品的制造，對于肋板、角片、耳片這類需求量大且性能要求高的飛機構件尤其適用，還可推廣到汽車、船艇、石油等相關熱塑復合材料產品的制造。
【附圖說明】
[0024]為了更清楚地說明本發明實施例或現有技術中的技術方案，下面將對實施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
[0025]圖1是根據本發明實施例所述的一次成型平板模具的結構示意圖；
[0026]圖2是根據本發明實施例所述的一次成型平板的工藝流程圖；
[0027]圖3是根據本發明實施例所述的二次成型飛機肋板產品模具結構示意圖；
[0028]圖4是根據本發明實施例所述的二次成型飛機肋板產品的工藝流程圖。
[0029]圖中:
[0030]1、上鋼板；2、下鋼板；3、平板模框；4、預浸料片材；5、熱壓機；6、飛機肋板產品模具；7、一次成型平板；8、紅外預熱設備；9、二次成型飛機肋板。
【具體實施方式】
[0031]下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。
[0032]根據本發明的實施例，提供了一種飛機主/次承力構件的熱塑性復合材料產品的制造技術，包括以下步驟:
[0033]步驟1:選取預浸料片材，根據預浸料片材的實測厚度、面密度和重量參數設計一次成型平板模具；
[0034]步驟2:根據一次成型平板模具的尺寸，剪裁預浸料片材放置平板模具中，通過加熱和施壓處理，制造熱塑性復合材料平板；
[0035]步驟3:根據一次成型平板的厚度設計二次成型產品模具，產品模具厚度尺寸應略小于一次成型平板的實際厚度；
[0036]步驟4:將步驟2中得到的復合材料平板先放入預熱設備充分預熱，然后快速轉移到產品模具中，立即施壓，保壓降溫后取出，制得熱塑性復合材料產品。
[0037]進一步的，所述步驟1中，選取的預浸料片材為連續纖維增強高性能熱塑性材料，連續纖維種類為碳纖維和玻璃纖維，高性能熱塑性樹脂主要為聚苯硫醚和聚醚醚酮，其組合包括:碳纖維/聚苯硫醚，碳纖維/聚醚醚酮，玻璃纖維/聚苯硫醚和玻璃纖維/聚醚醚酮。
[0038]進一步的，所述步驟1中，預浸料片材的鋪放厚度大于成型平板的實際厚度，取值1.01 ?1.25 倍。
[0039]進一步的，所述步驟2中，對于聚苯硫醚樹脂基，平板成型溫度為290?320°C ;對于聚醚醚酮樹脂基，平板成型溫度為370?400°C。
[0040]進一步的，所述步驟2中，平板成型的保壓時間為15?30min，平板成型壓力范圍包括:0.1 ?lMPa、l ?5MPa、5 ?lOMPa 和大于 lOMPa。
[0041]進一步的，所述步驟3中，產