用共固结和热变形成型技术制造热塑性复合材料加筋结构
考虑强度与固化变形的复合材料加筋壁板铺层优化方法
Vol. 38 , No. 3June 2021第3椄卷第3期2021年6月计算力学学报Chinese JournM of Compiitsstioni^l MechanicsDOI ： 10. 7511 / 1x 20210116()()2考虑强度与固化变形的复合材料加筋壁板铺层优化方法许英杰灣,孙勇毅，杨儒童，张卫红(西北工业大学机电学院，西安710072)摘要：加筋壁板是复合材料飞行器主承力构件的主要结构形式，通过复合材料铺层参数设计可以有效优化壁板的强度，但铺层参数的变化也会影响壁板的固化变形暎因此，复合材料加筋壁板铺层设计过程中需要综合考虑整体强度和固化变形暎本文针对复合材料加筋壁板结构，建立了失效分析模型和固化变形分析模型；基于实验设计方法、NSGA -II 遗传算法以及上述分析模型，建立了综合考虑强度与固化变形的加筋壁板铺层优化方法暎优化结果显示复合材料加筋壁板在强度提高的同时，固化变形显著降低。
关键词：复合材料；加筋壁板；失效分析；固化变形；铺层优化中图分类号：O346文献标志码：A 文章编号：1007-4708(2()21)03-0297-081引言复合材料加筋壁板是复合材料机翼和机身等 主承力构件的主要结构形式，由多根长桁和蒙皮组成，一般承受压缩、剪切或压剪复合等载荷［：。
提 高加筋壁板的整体强度，是保障飞行器性能的关键。
复合材料铺层参数设计可以有效优化壁板的 强度，但铺层参数的变化也会显著影响壁板的固化变形。
固化变形影响壁板的外形和尺寸精度，尤其是对于大尺寸复杂结构的壁板，固化变形会产生较 大的装配应力，降低壁板强度和疲劳寿命，甚至直接导致报废。
因此，有必要建立一套综合考虑整体 强度与固化变形的铺层优化设计方法，实现复合材料加筋壁板强度与固化变形的协同优化。
复合材料计算力学和数值模拟方法椲丄:的日益 完善，为复合材料结构失效和固化变形分析提供了有效手段。
汤平5对复合材料T 型长桁的压缩失效进行了计算，分析了不同铺层参数和尺寸结构对T 型长桁破坏极限的影响。
双曲纵横加筋壁板共固化成型工艺研究
夹芯的胶接材料
蒙皮铺层材料
Copyright©博看网. All Rights Reserved.
- 139 -
中国新技术新产品 2023 NO.8（下）
工程技术
表 2 主要技术指标
曲率变化，用于保证缘条面质量。
序号 1
2 3 4 5
项目 外形 轴线度 厚度 内部质量
渐实现了从非承力和次承力构件到尾翼级主承力构件再到 机翼与机身主承力构件的应用。在航空领域中飞机结构轻量 化尤为重要，碳纤维复合材料的出现解决了这个难题，复合 材料在航空飞行器中广泛应用，使结构质量降低 40%、成本 降低 30%[1-2]。
该文论述的复合材料双曲纵横加筋壁板是一种较为复
1.2 使用材料介绍
工程技术
2023 NO.8（下） 中国新技术新产品
双曲纵横加筋壁板共固化成型工艺研究
王 莹 苏 霞 肖光明 （中航西安飞机工业集团股份有限公司，陕西 西安 710089）
摘 要 ：该文针对双曲纵横加筋壁板的共胶接成型工艺进行研究，针对加筋壁板内部质量易存在分层、疏松等内
部缺陷以及长桁定位时的定位精度不易控制，容易出现尺寸、位置偏差等技术难点，通过其制造中所采用的工装
等技术质量问题。该文以双曲 U 型外翼加筋壁板为研究对
象，从工艺流程、工装结构和参数设置等方面进行深入研究， 3 工装方案选择
制定一套合理的工艺方案，并研制了符合设计要求的制件。 3.1 “T”形肋上缘条工装
1 产品描述
上缘条零件为“T”形，零件长度为 2542mm，宽度为
1.1 产品结构介绍
该制件最终选择参数四作为预压实参数，既保证了产品 质量，又能够满足工艺技术要求。
复合材料长桁共固化成型工艺
定期对设备及工具进行保养， 延长其使用寿命。
04 复合材料长桁共固化成型工艺应用案例及效果
应用案例一
• 背景介绍：随着航空工业的发展，飞机制造对材料的要求越来 越高。复合材料因其高强度、轻质、耐腐蚀等优点，在飞机制 造中得到广泛应用。长桁作为飞机结构中的重要构件，其成型 工艺直接影响飞机的性能和安全性。
近年来，复合材料长桁共固化成型工艺不断取得突破，如在制造大型复杂结构件方面的应用、新型预浸料和粘合 剂的开发、以及绿色制造和循环利用等方面的研究。未来，该工艺将继续朝着提高性能、降低成本、提高生产效 率等方向发展。
02 复合材料长桁共固化成型工艺原理及流程
工艺原理
01
复合材料长桁共固化成型工艺是 将两种或两种以上的不同材料通 过共固化工艺结合在一起，形成 一种新型的复合材料。
真空泵
用于在热压罐内形成真空环境 ，帮助材料吸附并排除气泡，
提高成型质量。
搅拌器
用于混合和搅拌复合材料原料 ，确保材料均匀性和一致性。
模具
用于定义复合材料长桁的形状 和尺寸，一般由金属或高强度
塑料制成。
主要工具及用途
热电偶
用于监测热压罐内的温度，确 保温度控制在合适的范围内。
压力传感器
用于监测热压罐内的压力，确 保压力控制在合适的范围内。
质量检测与控制
由于复合材料具有各向异性和非线性等特点，因此其质量 检测与控制技术存在一定难度，需要加强质量检测与控制 技术的研究，提高产品质量和稳定性。
未来发展展望
拓展应用领域
随着复合材料长桁共固化成型工艺的不断完善和发展，其应用领域 将不断拓展，如航空航天、汽车、船舶等领域将得到更广泛的应用 。
1. 铺设增强纤维预浸料；
第8章 无人机复合材料结构制造
胶接共固化，也称共胶接，是将一个或多个已经固化成 型的部件与另一个或多个尚未固化的预成型结构件通过胶黏 剂固化胶接成一个整体构件的工艺方法。胶接共固化工艺在 航空结构制造中应用比较普遍，其不足是与共固化相比，固 化次数多了一次。
3）粉末法
粉末法又分为粉末静电法和粉末悬浮法，主要用于制备热塑 性树脂和高熔点难溶解的预浸料。粉末静电法是在连续纤维表面 沉积带电树脂粉末，用辐射加热的方法使聚合物粉末永久地黏附 在纤维表面。
手糊成型工艺过程
复合材料手糊成型工艺是指用手工或在机械辅助下将增强材料 和热固性树脂铺覆在模具上，经树脂固化而形成复合材料的一种成 型方法。其过程是先在模具上涂刷含有固化剂的树脂混合物，再在 其上贴一层按要求剪裁好的纤维织物，用刷子或压辊挤压织物，使 其均匀浸胶并排出气泡后，再涂刷树脂混合物和铺贴第二层纤维织 物，反复上述过程直至达到所需厚度。然后在一定压力和温度下加 热固化成型，或者利用树脂体系固化时放出的热量固化成型，最后 脱模得到复合材料构件制品
无人机 复合材料结构设计与制造
（8·无人机复合材料结构制造）
复合材料结构制造成型方法的分类
1．按照生产步骤分类 1）一步法成型（湿法成型）：直接将液体树脂基体与增强 体以不同方式混合，施加到模具上或模腔内成型，传统 方法有挤压、喷射成型等。 2）二步法成型（干法成型） ：需要分二步进行 （1）第一步。第一道工序将纤维和树脂做成预浸料，是 原材料（树脂基体和纤维增强体）和最终复合材料制 品之间的一种中间材料，通常成品预浸料要在低温下 贮存，在常温下呈半干态，这便于铺层。 （2）第二步。第二道工序是热压固化成型，对叠合好的 预浸料坯件进行加热加压使树脂固化，最后成型得到 所要求的复合材料制件。
连续纤维增强热塑性复合材料
连续纤维增强热塑性复合材料连续纤维增强热塑性复合材料（CFRTP）是一种新型的高性能复合材料，由热塑性树脂基体和连续纤维增强材料组成。
它具有重量轻、强度高、刚度大、耐腐蚀、耐热、耐磨、抗冲击等优点，因此在航空航天、汽车、船舶、建筑等领域有着广泛的应用前景。
首先，连续纤维增强热塑性复合材料的制备工艺是关键。
制备工艺包括预浸料制备、层叠成型、热压成型等步骤。
预浸料制备是将纤维材料浸渍于热塑性树脂中，使其充分浸透，然后进行层叠成型，即将预浸料层叠在一起，形成所需的厚度和形状。
最后，通过热压成型，将层叠好的预浸料在一定的温度和压力下进行成型，使其固化成为连续纤维增强热塑性复合材料。
其次，CFRTP的性能主要取决于纤维增强材料的类型和树脂基体的性能。
常见的纤维增强材料有碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维等，它们各自具有不同的特点和适用范围。
而树脂基体的选择也至关重要，不同的树脂基体具有不同的耐热性、耐化学腐蚀性、加工性等特点，对最终复合材料的性能有着直接的影响。
此外，CFRTP的应用领域非常广泛。
在航空航天领域，CFRTP可以用于制造飞机机身、机翼、航天器外壳等部件，由于其重量轻、强度高的特点，可以大幅减轻飞机的自重，提高飞行性能。
在汽车领域，CFRTP可以用于制造汽车车身、底盘等部件，能够提高汽车的燃油经济性和安全性。
在建筑领域，CFRTP可以用于制造高强度、耐久性好的建筑材料，提高建筑物的抗震性和使用寿命。
总的来说，连续纤维增强热塑性复合材料具有广阔的发展前景和应用前景，但是在实际应用中仍然存在一些挑战，如成本较高、大规模生产难度大等。
因此，需要在材料制备工艺、材料性能改进、成本降低等方面进行进一步的研究和探索，以推动连续纤维增强热塑性复合材料的广泛应用和推广。
工业复合材料零部件仿真热变形建模方法
工业复合材料零部件仿真热变形建模方法在工业复合材料的世界里，热变形这件事儿可是个大问题，尤其是在做零部件仿真时。
你要知道，工业复合材料那可不是一般的材料，它们的结构复杂，性能优异，但也容易受热膨胀或变形。
咱们做仿真分析，目的就是要预测这些零部件在不同工况下会怎么样，尤其是高温下，它们会变形到什么程度，真心让人头大。
说到热变形，简单来说，就是材料在受热后，形状发生了变化。
就像你拿个塑料杯子放到热水里，杯子会软，甚至变形，这就是热变形的简单表现。
工业复合材料零部件也是一样，它们在工作环境中承受各种热负荷，有时候是由于外界温度的变化，有时候是内部的温度波动。
材料在温度的作用下，可能会出现翘曲、膨胀，甚至是开裂。
这可不是什么小问题，尤其是当这些零部件一旦变形，就可能影响整个机械系统的性能，严重的甚至导致系统失效。
想象一下，一台发动机里的关键部件因为热变形卡住了，结果导致整个系统报废，真的是让人“头顶冒火”。
所以说，怎么通过仿真技术准确预测这些变化，成了我们亟待解决的难题。
通过仿真分析，我们可以在设计阶段就预测出热变形的情况，这样一来，设计师就能根据预测结果对材料的选择、部件的形状、加工工艺进行调整，避免一些“后悔药”根本没法救的情况。
这个过程可不是说做做计算就能完事儿的，而是需要大量的试算和模拟，得根据不同材料的特性、温度变化、外部环境等因素，结合实际生产中的情况，进行多维度的分析。
要说仿真建模的难点，最关键的一个问题就是材料的热膨胀系数。
你要明白，不同材料的膨胀系数差异大得很。
有些材料，温度稍微一高，它就开始膨胀；而有些材料，哪怕加热得再高，它也没啥大变化。
像金属、塑料、碳纤维这些复合材料，它们的膨胀系数各不相同。
如果咱们不能精确地了解这些材料的热响应，仿真出来的结果肯定不准确，最后的设计也会偏离实际需求。
就好比你买鞋子，不知道自己脚的具体尺寸，结果鞋子买大了，穿起来就不舒服；买小了，根本穿不上。
复合材料的热变形往往不简单地表现为均匀的膨胀或收缩。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
第25卷 第3期2005年6月航 空 材 料 学 报J OURNAL OF A ERONAUT ICAL MAT ER I A LSV o.l 25,N o .3June 2005用共固结和热变形成型技术制造热塑性复合材料加筋结构王克俭,益小苏,唐邦铭,李宏运(北京航空材料研究院,北京100095)摘要:报导了碳纤维增强聚醚醚酮基热塑性复合材料的带L 型加强筋结构件的一体化制造过程。
强调了加强筋的热变形成型制造技术。
实验发现,用编织布直接铺层模压成型加强筋时,难于精确控制碳纤维的定位;成型固结后,边缘区空隙率高。
而用对合模模压热变形成型技术制造时,这些问题则可以解决。
采用共固结技术制备了平板加筋结构。
后两项技术在制造复杂制件方面具有一定的优势,大批量生产时可以降低制造成本。
关键词:热塑性复合材料;热变形成型;共固结;低成本制造中图分类号:TB332 文献标识码:A 文章编号:1005-5053(2005)03-0016-05收稿日期:2003-12-29;修订日期:2005-03-15基金项目:中国博士后科学基金项目(2002032035);/十五0国防装备预先研究课题(41312010502)作者简介:王克俭(1971-),男,博士,高级工程师。
先进热塑性复合材料在航空制件的应用一直是研究的热点。
该材料具有韧性好,疲劳强度高,耐湿热性好,编织布可以长期存放,可以重复成形,环境污染少等优点,国外开展了相关的制造研究。
国内,北京航空材料研究院曾制造了蒙皮等简单部件,并进行了装机考核,目前在开发复杂形状制件的制造技术和低成本制造工艺方面有明显进展,正积累性能数据和制造及使用经验。
实际上,大量工业应用的前提是发展快速、低成本和规模制造技术[1,2]。
在大量研究中,热变形成型技术[3,4]和熔融粘结技术[5]以及一体化成型技术被看好。
因此,本研究开展相关的技术开发研究。
本研究对比分析了编织布直接铺层模压成型和热变形成型制造加强筋的异同,介绍了采取共固结的本体连接技术来一体化制造带L 型加强筋口盖的实验进展。
1 实验1.1 原料和编织布所用的增强纤维是H ercu les Inc .的AS4c -3K,基体树脂为聚醚醚酮(PEEK )。
PEEK 纺丝制备成细纤维,然后设计树脂束内丝数和编织的单位面密度等参数,和碳纤维共编成二维织物编织布。
控制编织布结构参数保证成型多层板的单层厚度是01125mm,碳纤维体积分数约60%。
1.2 复合材料成型采用模压成型。
按照模具型腔尺寸剪裁编织布,并按照铺层数量、顺序和角度要求平展在模腔内;成型时最高温度为390e ,压力315M Pa 。
1.3 复合材料性能测试和质量检验制备的复合材料平板进行C 扫描检验致密度和均匀性,合格后进行力学性能测试,每组试样不少于5件。
测试标准为:拉伸性能GB /T3354)1982;压缩性能GB /T 3856)1983;弯曲性能GB /T 3356)1982;130e 弯曲性能GB /T 9979)1988。
1.4 L 型加强筋和模拟件的制造1.4.1 直接模压成型L 型加强筋采用图1所示的内腔为/L 0型槽的模具,上、下模通过垂直面和导柱限制仅上下移动而控制制品的90b 形状精度;上、下模的水平配合工作面接触控制上模的下极限位,从而控制制品的厚度(2?0105mm )。
按照复合材料平板成型工艺制造,不同之处是编织布裁成"L "模具直角边展开长度,铺层时把布沿长度方向对折铺进模具型槽。
1.4.2 热压变形成型L 型加强筋按照复合材料平板成型工艺制造平板,然后裁成长260mm 、宽4215mm 的四条。
把四条窄平板放到炉子中加热到某一温度后,快速把加热的窄平板移动到/L 0型加强筋模具中进行热变形成型,成型后快速降温至140e 以下可取出制品。
第3期用共固结和热变形成型技术制造热塑性复合材料加筋结构图1 对合模模压热变形成型示意图F i g .1 Sketch o f die -m atched press for m i ng process1.4.3 模拟件的共固结成型该研究的模拟件是平板上直接熔融粘结两L 型加强筋。
采用模压成型工艺,制造模具基本采用上下模结构。
上模框为固定两加强筋分割成三块,通过螺栓连接。
成型前把切割成合适尺寸的加强筋分别固定在两块分切面处,然后上紧螺栓保证三块工作平面和加强筋底面在一个平面上,这就形成了上模。
然后把平板部分的编织布按照铺层设计依次铺进下模。
接着,对下模和上模的操作则按照前面平板成型操作那样进行。
成型完后按照装模的逆顺序拆卸、脱模并清理模具。
最后毛坯件去毛刺,按照设计图进行切割处理得模拟件。
加强筋和模拟件进行C 扫描合格后方可进入后续工序,用相机对制件进行照相。
2 结果与讨论2.1 模压成型复合材料的性能采用模压成型,优化控制成型的热工艺,制备复合材料。
图2(a )中是制备的三个平板(160X220mm ),表面光滑,无翘曲。
C 扫描检验说明平板结构致密和均匀,空隙率很小,见图2(b)。
图2 CF V o l 60%A S4c /PEEK 复合材料平板和C 扫描图 (a)复合材料平板制件;(b)制件C 扫描图F ig .2 Composite panel of CF V ol60%A S4c /PEEK and itsC -scanni ng(a )com posite pane ;l (b)co m positepanels 'C-scann i ng优化成型工艺后制备的复合材料按照相应标准进行力学性能测试,结果如表1所示。
可以看出,室温和高温的性能都比较好。
表1 A S4c /PEEK 复合材料的性能T able 1 T he properties o fA S4c /PEEK compositeP roperti es V al ue T ensil e streng t h /M Pa1920T ensile modu l us/GP a149co m pressi on strength /M Pa 1300co m pressi on m odu l us/G Pa 141fl exura l strength /M P a 1990flexura lm odulus /G Pa 130130eflexural streng t h /M Pa12802.2 加强筋的直接模压制备纤维混编制备的编织布具有很好的铺覆性,适于制造大型复杂制件,有低成本的潜力。
为了验证纤维共编织编织布制备曲面部件具有的良好铺覆性,可以对合模模压成型制造L 型加强筋。
通过大量实验,制品如图3。
制品圆角过渡处压实、表面光滑,但毛坯四周容易起毛刺,虽然可以切削掉,但材料浪费较大。
图3 直接模压成型的加强筋F ig .3 S tiffers press -for m ed d irectly虽然利用编织编织布较好的铺覆性可以直接制备曲面制品,但从实验经验看,制备大曲率制品时存在如下问题,可以通过应用热压变形(超塑性)成型来解决:(1)编织编织布不容易定位,容易拉变形,碳纤维定位不准确。
而对平面或小曲率曲面制品,该问题不严重,仔细铺放可以解决。
(2)成型时排出的气体容易积聚在边缘,因此边缘的空隙率高,这要求最后切边,物料利用率较低,多件成型时原料不可利用量与件数成正比。
如果先制备大面积平面或小曲率曲面坯料,再进一步裁切成小面积而加热定形,就可以提高成品率,降低了成本。
17航空材料学报第25卷(3)效率低。
直接成型时,无论多么小的制件都要采用一个完整的成型工艺过程,能耗大,成型设备和模具利用低。
如果先成型一个平板,再裁切成四个而热压变形成型,将显著地降低成本、提高生产率。
热变形成型与直接模压成型相比较,主要是减少了三次模压成型和六次清理模具以及三次切割而实现了快速、高效、低成本生产。
这说明了热变形成型技术在制造曲面部件方面具有一定的优势。
下面以制造/L0型加强筋为例进行这方面的初步研究。
2.3曲面制件热变形成型制备原理上,树脂基复合材料的热变形成形是从金属片材超塑成型发展而来,使用的设备与适用的制品形状非常相似。
但是,复合材料的各向异性以及层状结构使得它们的成型行为与金属相比更难,因为这种/超塑性0主要通过层间纤维滑动和层内纤维弯曲甚至旋转实现的,因此要求成型很慢,否则纤维容易滑出平面甚至因摩擦作用导致断裂或屈曲。
PEEK的T g为143e、熔点T m为340e。
在T g-T m之间树脂呈高弹态。
复合材料中存在增强纤维,较快变形下层间滑动必然要求其中树脂能够流动,呈现良好变形性的温度范围是200e~360e。
热变形性强烈依赖于变形大小和变形速率的快慢。
为了低成本快速制造,适宜选择较高温度,在热变形时要保证层间滑动、甚至旋转才能把平板结构变为曲面结构。
而考虑样板移动过程的散热降温,操作时初始样板的温度要略微高些。
另外,试样接触到上模开始被施加载荷,操作压力从0迅速达到最大,然后下降直至达到平衡。
这个平衡与树脂流动、纤维滑移和层合板收缩或延展程度密切相关。
原层合板的结构(铺层顺序、树脂含量及结晶度、纤维类型等)、形状尺寸,热变形成型压力、温度、时间和加载速度及冷却定型,模具材料、形状和尺寸及表面性能都影响制品质量。
这样,可以总结出恒定快速超塑成型的最高压力-试样初始温度的优化窗口,如图图4所示。
原理上,T g以上均可超塑成型,但适合工业应用的则是T m以上的温度范围。
在中速变形温度以下(低于290e)I区,成型压力的上限随着温度降低明显降低,随着温度升高成型压力范围加宽;在中速变形温度以上特别是熔点以上II区,成型压力的上限随着温度升高缓慢增大;当温度升高到III区,成型速率高,但可操作的成型压力很快降低。
本研究使用的压机成型加载速度是10mm/s (恒定),远远大于1mm/m i n,加载在数秒内完成,这要求材料内部特别是层间流变性很好,以满足快图4热变形成型的最高压力-试样初始温度的优化窗口F i g.4The opti m i zed t her m ofo r m ing process w i ndow ofpressure and te mperature速的大粘塑性变形,平板温度应该在在熔点之上。
实验发现,当成型速度太快或加载太大,试样从平面转变成曲面时,短程处(如内圆角)处纤维容易屈曲甚至打褶,树脂被挤出而形成贫树脂区;远程处(如外圆角)处纤维容易拉断,形成富树脂区。
相邻层间变形不一致则可引起分层。
调整工艺规程,最终制备了如图5所示的合格/L0型加强筋。
图5和热变形模压成型的加强筋F i g.5Stiffers press-for m ed ther mo for m ed2.4热压粘结技术复合材料的复杂结构一般采用机械连接和反应性粘结剂粘结成整体。