大厚度复合材料构件固化成型技术的研究

先进复合材料构件成型模具和工装技术的研究随着科学技术的发展，先进复合材料具有更为广阔的发展空间，市场对其要求随之增加。

基于此，本文将先进复合材料作为研究对象，对其构件成型模具及工装技术进行了分析，首先阐述了先进复合材料构件成型模具及工装结构形式，然后分析了模具及工装的设计技术，最后介绍了几种先进复合材料构件成型模具和工装材料，以期为相关研究提供理论参考。

标签：复合材料;组合模具;泡沫碳0 前言就目前的技术水平而言，飞机制造中先进复合材料的应用十分广泛，逐渐成为继铝、钢及钛之后的第四大航空结构材料。

相关数据统计表明，在A380中先进复合材料的应用重量占据总重的25%;在B7B7中占据的比例为50%;在A350XWB中占据的比例为52%。

但是在先进复合材料的应用中，对构件成型工艺及工装技术的要求相对较高。

1 先进复合材料构件成型模具和工装的结构形式1.1 组合模具组合模具的原材料为金属，包括上下两个半模，常用于模压成型、注射模成型以及压机成型等成型方式中。

组合模具具有三种加热方式：（1）压盘传导加热方式;（2）热源加热方式;（3）内置模具加热系统。

技术人员可以根据具体的先进复合材料需求，选择最佳的加热方式[1]。

1.2 框架性模具框架性模具主要通过格栅结构的应用，进行构件成型模具的制造，这一模具结构形式可以有效提升构件成型模具的局部及整体刚度，从而避免模具出现变形问题。

与此同时，框架性模具能够显著提升模具型面的加热效率，保障先进复合材料的质量。

1.3 其他模具先进复合材料构件成型模具还包括连续成型模具、整体式模具以及易变形模具等多种形式。

其中，连续成型模具主要通过拉挤或者挤压方式完成材料加工;整体式模具主要用于制造尺寸较小或者以石墨为材料的先进复合材料;易变形模具主要是指不同物理状态可以呈现出不同形态的模具。

2 先进复合材料构件成型模具和工装的设计在设计方面，先进复合材料构件成型模具和工装不同于传统用具，必须考虑新材料的热匹配问题，且十分强调设计的精度。

浙江科技学院学报,第20卷第4期,2008年12月Jo ur na l of Zhejiang U niv ersity of Science and T echnolog yVo l.20No.4,Dec.2008复合材料基体固化成型工艺综述诸爱士1,郑传祥2,成忠1(1.浙江科技学院生物与化学工程学院,杭州310023;2.浙江大学材料与化学工程学院,杭州310027)摘要:树脂基复合材料具有比强度高、比模量高、抗疲劳性能优良、工艺性能良好及具有可设计性等特点,一直受到工业界的重视,各种复合材料产品被应用到各行各业,尤其是在航空航天领域。

复合材料从原材料到形成制品的过程,都需经过固化与成型,方法已经有几十种。

文中介绍了国内外复合材料主要的基体固化方法、成型工艺和相关研究;固化方法主要有热固化、辐射固化与微波固化等,成型工艺主要有模压成型、渗透成型、缠绕成型与拉挤成型等;同时,对工艺研究与应用也进行了展望。

关键词:复合材料;基体固化;成型工艺中图分类号:T Q322.4;T B332文献标识码:A文章编号:1671-8798(2008)04-0269-05Review of matrix solidification and forming processes ofcomposite materialsZH U A-i shi1,ZH ENG Chuan-x iang2,CH ENG Zhong1(1.Schoo l of Biolog ical and Chemical Eng ineer ing,Zhejiang U niversity of Science and Technology,Hangzhou310023,China; 2.Co llege of M aterials Science and Chem ical Engineering,Z hejiang U niv ersity,H ang zho u310027,China)Abstract:Resin matrix com posite materials have characteristics such as high streng th ratio and modulus ratio,good ant-i fatigue pro perties and techno logy perform ance,able to desig n and so on.In the industr ial it has alw ays been attached im por tance.Various co mpo site m aterials products have been applied to all w alks o f life,especially the aerospace field.T he process from raw m aterial to create products o f com po site mater ials need all to cure and fo rm.The w ays of curing and form-ing hav e been do zens.We introduce m ajo r matr ix so lidification methods and fo rming pr ocesses of com po site materials domestic and foreign,and related researches.So lidification methods m ainly in-clude heat-curing,radiation-curing and micro w av e-curing.For ming processes mainly include die pressing form ing,penetration for ming,w inding forming,draw and w ring fo rming.T he pr ospect of processes resear ch and application are described.Key words:composite m aterials;matrix so lidification;form ing technique收稿日期:2008-08-19基金项目:浙江省科技计划重点项目(2007C21063)作者简介:诸爱士(1966)),男,浙江湖州人,副教授,主要从事单元操作与应用化学研究。

复合材料学报第27卷第3期6月2010年A cta M ateriae Co mpo sitae SinicaV ol 27N o 3June2010文章编号:1000 3851(2010)03 0092 07收稿日期:2009 07 06;收修改稿日期:2009 10 09基金项目:国家 863 计划项目(2007AA03Z563);湖南省重大科技专项(2006GK1002)通讯作者:肖加余,博士,教授,主要从事聚合物基复合材料的研究与应用 E mail:jiayuxiao@GFRP 厚板制件固化过程固化度分布刘卓峰,曾竟成,肖加余*,江大志,代晓青(国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙410073)摘 要: 采用真空导入模塑工艺(V IM P)制备了85mm 厚玻璃纤维增强环氧树脂层合板,单面刚性模具加热固化,沿铺层厚度方向设置热电偶,进行了实时固化温度监测,发现固化时厚度方向存在明显的温度差异。

通过DSC 方法得到等温环氧树脂固化度 时间实验数据,建立了基于自催化反应模型的等温固化反应动力学方程,模型计算值和实验值符合良好;提出了时间离散分步计算法,对非等温固化条件下,厚度方向的固化度分布进行了计算。

结果表明:固化过程中厚度方向固化度存在差异,短时间的后固化可以消除此差异。

该方法可以模拟出由温度差异导致的固化度的不均匀分布,用于指导优化固化工艺。

关键词: GF RP 厚板;真空导入模塑工艺(V IM P);时间离散分步计算法;固化度分布中图分类号: T B332 文献标志码:ADistribution of the cure degree for the thick GFRP laminatesLIU Zhuo feng ,ZENG Jingcheng,XIAO Jiayu *,JIANG Dazhi,DAI Xiaoqing(Colleg e of A erospace and M aterials Eng ineering ,N atio na l U niver sity o f Defense T echno lo gy ,Chang sha 410073,China)Abstract: T he g lass fiber reinfo rced epox y resin polymer (G FRP )laminates with thickness of 85mm wer e manufactur ed by the v acuum infusio n molding pr ocess (VIM P ),cured by one side r ig id mo uld heating.T he tem per at ur e cur ves at different thickness po sitio ns dur ing curing w ere ex amined,which sho ws larg e temper atur e changes in the thickness direction.T he cur ing kinetics of the epox y resin system w as studied under isothermal cur ing co nditions by differ ential scanning calor imetr y (DSC)t echnique.T he cure kinetic equatio ns based on the auto cata lyt ic kinet ic model wer e established and w ere verified by the ex per imental data.A method of accumulation by time disper sing steps w as set up and used to calculat e the distributio n of the degr ee o f cure curv es at different thickness posit ions in the cur ing co urse.T he r esults sho w that there wer e larg e differ ences of r ea l time deg ree o f cure in pre curing pro cess,but the hig h equiv alent degr ee of cur e could be achiev ed by the po st cur ing process.T his metho d could be used to calculate the asymmetr ical distr ibut ion of the deg ree of cure in the curing course and optimize the cur ing stage.Keywords: thick GF RP lam inat es;v acuum infusio n mo lding pro cess (V IM P);method o f accumulatio n by t ime dispersing steps;distr ibution of cure deg ree近年来随着聚合物基复合材料应用范围的不断扩展,对树脂基复合材料大尺寸、大厚度构件的需求量也越来越大。

- 120 -工 程 技 术碳环氧复合材料具有比强度大、比模量高、耐疲劳等优点，通常用其代替飞行器上常用的结构材料铝合金，质量可以减轻30%~40%[1]。

蜂窝夹层结构具有突出的高比刚度和比强度，而且平整度高，不容易变形，可设计性强，能大幅度提高结构效率、减轻结构质量、增加有效载荷，满足各种形式及承载的需求[2]。

运载火箭的卫星支架处于火箭的上面级，其结构质量直接影响发射目标的有效质量。

我国长三甲系列火箭用卫星支架采用碳面板/铝蜂窝夹层结构形式，采用整体固化的内面板与后端框、分瓣固化的外面板，与铝蜂窝夹芯、金属前端框实现整体组装共固化。

卫星支架内、外面板采用溶液法预浸料生产，树脂含量波动范围大、预浸料单层厚度精度差、贮存期短、含挥发性溶剂，成型过程影响因素多且复杂，尤其是1mm 厚度的内面板与1.0mm~7.0mm 的变厚度端框整体固化，工艺参数难以精确控制，不可避免地产生气孔、疏松缺陷[3]，影响最终制品的质量。

该文以卫星支架内面板为研究对象，研究了热熔法预浸料代替溶液法预浸料应用于复合材料变厚度端框的整体成型工艺。

1 试验1.1 原材料MT300/602预浸料，热熔法制备，航天材料及工艺研究所，树脂含量为34wt%；工艺辅助材料，市售。

1.2 模具方案卫星支架内面板主体采用阳模成型，变厚度端框采用六瓣阴模进行分瓣加压。

1.3 工艺流程卫星支架内面板成型的工艺流程如图1所示。

卫星支架内面板成型过程要经过预浸料下料、变厚度端框铺层、内面板铺层、变厚度端框套装、预压实等工序，然后在热压罐中加热加压固化。

1.4 无损检测卫星支架内面板的无损探伤检测方法执行标准DqES219-88，仪器：超声波探伤仪，USIP-12。

2 结果与讨论2.1 热熔法预浸料的特性及稳定性分析与溶液法预浸料相比，热熔法预浸料的含胶量可以精确控制，可达±3%以内，制备过程不含溶剂，挥发份含量低，二者的特点对比见表1。

复合材料长桁共固化成型工艺研究复合材料是一种人工合成材料，具有轻质、高强度、抗腐蚀、耐高温等优点，被广泛应用于航空、航天、汽车等领域。

长桁是一种承受纵向载荷的结构件，其制造质量和性能影响着飞机的安全和使用寿命。

本文将介绍复合材料长桁共固化成型工艺的研究进展和应用现状。

一、复合材料长桁的制造方法目前，复合材料长桁的制造方法主要有手工叠层法、自动叠层法、自动绕包法等。

其中，手工叠层法是最早采用的方法，其制造过程简单、成本低，但质量稳定性低，且生产效率低。

自动叠层法是在计算机辅助下进行生产，其精度和质量稳定性高，但需要昂贵的设备和技术人员支持。

自动绕包法适用于较小半径和复杂形状的零部件，但需要高度精细的控制，否则会影响其性能。

二、长桁共固化成型工艺的研究进展长桁共固化成型是一种新型复合材料制造工艺，采用预先制作好的长桁芯、复合材料薄板和粘合剂组成一体的芯腔模具，然后在芯腔中注入树脂粘合剂，将其固化形成一个整体。

这种工艺可以大大提高长桁的制造质量和生产效率。

为了探究长桁共固化成型工艺的制造工艺和性能，学者们开展了一系列的研究工作。

例如，进行了固化前和固化后的微观结构和力学性能的测试研究，采用数值模拟分析长桁复合材料的结构和性能，优化了模具结构和固化工艺等。

这些研究成果为长桁共固化成型工艺的发展提供了理论和数据支持。

三、长桁共固化成型工艺的应用现状长桁共固化成型工艺在飞机制造领域得到广泛应用，已经成为了复合材料整体成型的主流工艺之一。

例如，波音787客机采用了长桁共固化成型工艺，使该机的结构更加轻量化，采用环保性能更好的材料，大大降低了生产成本。

同时，国内也逐步推广并应用长桁共固化成型工艺。

中国商飞C919客机，长桁共固化成型工艺得到广泛应用，为中国的民机制造产业走向世界提供了技术支持和保障。

四、总结复合材料长桁共固化成型工艺的研究和应用推广，为提高飞机的安全性和性能、降低能耗和污染、推动民机制造产业的发展，发挥着重要的作用。

复合材料成型技术研究现状发布时间：2022-10-30T02:32:59.514Z 来源：《科学与技术》2022年13期作者：刘强[导读] 复合材料是一种新型材料，通常由聚合物、无机非金属或金属材料组成。

刘强天津泰达西区热电有限公司天津 300451摘要：复合材料是一种新型材料，通常由聚合物、无机非金属或金属材料组成。

复合材料可以被定义为由具有不同化学或物理性质的两种或多种基团材料组成的新材料，并且在基团材料之间具有明显的界面。

优点:重量轻，设计和生产性能好，组合效果好，强度和系数大，疲劳寿命长，腐蚀性好。

目前，热固性聚合物基复合材料在国内外的应用比较广泛，其主要成分为热固性树脂基体与增强纤维。

预浸料是用控制量的树脂浸渍纤维或织物后形成的中间材料，并随着航空航天领域和汽车行业对复合材料的高性能要求，预浸料作为实现该要求的主要材料得到了更广泛的应用。

基于此，本篇文章对复合材料成型技术研究现状进行研究，以供参考。

关键词：复合材料；成型技术；研究现状引言复合材料产品的质量保证是成型方法、工艺设计和检验共同作用的结果，反映了复合材料制造技术的综合性。

成型过程中各工序的控制是保证生产合格产品的关键。

目前，复合材料制品技术发展迅速。

追求高效率、高质量、低成本的完成复合材料成型，确保复合材料产品的工艺稳定、性能稳定及可靠性要求是未来研究复合材料成型技术的重中之重。

1热压罐成型热压原理是通过高温压缩罐内气体、加热包装好的预浸料，使材料在压力下硬化。

目前，该技术在工业生产中占有主要地位，尤其是在航空领域，广泛应用于飞机的机身、方向舵、尾翼、升降舵、机翼蒙皮等结构部件。

近年来，复合材料构件成型过程中温度场/热场的变化、高压密封、传热机理等影响因素已成为该工艺的主要研究方向。

2复合材料自动铺丝技术(1)自动丝织品设备的结构设计。

针对纱线自动运动的高速惯性驱动要求，外部自动纱线的机械结构有针对性地以高达60米/分钟的速度设计。

复合材料基体固化成型工艺综述摘要：近些年来，随着科技的不断更新进步，传统材料的施工技术越来越适应不了人们的生活标准，而人们的生产生活又少不了材料的支持，因此，人们逐渐的开始投入到复合材料的技术更新方向上来。

复合材料的工艺技术的前提就是复合材料成型工艺技术。

这篇文章论述了复合材料的基本概念，分析了复合材料的工艺技术以及操作特点、理念和实际应用，并对复合材料成型工艺的发展方向做了未来期望，以期为工艺方法的更新优化提供必要的参考。

关键词：热塑性；热固性；复合材料；成型工艺前言复合材料通常是由各种成分元素的材料组合形成，如此一来，能把多种材料各种功能特性进行调整组合，改善材料的使用性能。

各类型材料既能确保自身的独立性，又能彼此补充、扬长避短，一举两得。

复合材料的成型技术目前已有几十项，然而它比以往的材料有技术优势，然而也正因这些复杂的操作技术，导致复合材料的经费支出过高，其生产存在一定的技术困难。

因此我们要研究探讨复合材料的成型工艺技术。

一、复合材料的概念及其特点1.1复合材料的概念ISO针对复合材料研究出了以下概念：复合材料通常是由以上两种甚至超过两种元素的材料物质组成的，涉及到两种不同的材料。

一类是基体材料，另一类是增强体材料。

并且基体材料一般属于金属材料或者非金属材料，而增强体材料一般的是碳纤维、石棉纤维和玻璃纤维这三类。

1.2复合材料的特点复合材料结合材料的各种组成元素不同而引起性能上的不同，然而其也存在一个共性，如：复合材料配比都要人工配合进行；复合材料能够把不同的普通材料的各种性能进行优化重组，能够确保其具有不同的优良性能；能够结合实际需要研究成不同种类形状的各色产品，也减少了多种重复的复杂工序；能够针对性的对相关材料，由其实际需要对材料进行优化设计和深加工等等。

二、复合材料的工艺方法复合材料一般有两类：热塑性复合材料和热固性复合材料。

2.1热塑性复合材料的工艺方法2.1.1注射成型工艺注射成型工艺通常是热塑性复合材料使用的最常见的生产技术，其主要特点是成型期短、产品精确性严格、能源的损耗少，然而这种工艺技术对模具设备的标准严格，这点需要我们尽快解决。

复合材料成型工艺方法及优缺点分析摘要：先进复合材料具有轻质高强、性能可设计、材料与构件一体等优异特性，广泛应用于航空航天装备领域。

复合材料的最终性能与使用效能，取决于原材料和成型制备技术。

为满足高纤维体积分数、高性能均匀性和高稳定性的“三高”要求，热压罐成型工艺已成为航空航天复合材料制备的首选技术。

但是，热压罐成型工艺也存在诸如生产效率低、成本较大、环境污染等缺点。

因此，对热压罐成型工艺的研究，应着重放在优化固化工艺路线，使其向着能源节约型、环境友好型、效率最大化方向发展。

关键词：复合材料；热压罐成型；方法在复合材料制件制造过程中由于环境、原材料缺陷、工艺规范和结构设计不合理等因素会产生各种缺陷，制造缺陷的存在严重影响了复合材料的性能和使用寿命，甚至还会导致复合材料制件的报废，造成重大经济损失。

因此，制造缺陷的控制技术是目前先进树脂基复合材料成型工艺领域的重要研究内容。

复合材料在航空航天领域的应用日趋广泛，热压罐成型工艺已成为航空航天领域复合材料主承力和次承力结构件成型的首选工艺之一。

影响复合材料构件热压罐固化成型质量的主要因素有由热压罐和工装系统构成的成型制造外部温度场、压力场及其作用时间，由构件复杂结构及材料相变特性构成分析了复合材料热压罐固化成形工艺。

一、复合材料成型工艺1、拉挤成型工艺。

复合材料拉挤成型工艺的研究开始于上世纪五十年代，到了六十年代中期，在实际生产中逐渐运用了拉挤成型工艺。

经过将近十年的发展，拉挤技术又取得了重大研究进展，树脂胶液连续纤维束在湿润化状态下，通过牵引结构拉力，在成型模中成型，最后在固化设备中进行固化，常用的固化设备有固化模和固化炉。

拉挤成型工艺的制品质量十分稳定，制造成本也很低；生产效率也很高能够进行批量化的生产。

2、模压成型工艺。

模压成型工艺是一种较为老旧的工艺，但是又充满不断创新的可能，具有良好的未来发展潜力。

该种成型工艺主要是在金属模内加入预混料，再对金属模进行加热，同时对金属模进行加压，从而使金属模内的混合料成型。

J型复合材料翼梁成型工艺研究摘要：研究了工艺方案对J型复合材料翼梁成型质量的影响，采用滚卷式和铺层式两种手工制备方法制备了0°纤维预浸料，分析了不同手工制备方法对0°纤维预浸料质量的影响。

结果表明：无盖板方案和局部硬盖板方案制造的J型梁未出现内部质量缺陷，在外形尺寸方面，局部硬盖板方案为最佳方案。

当0°纤维填充体积与三角区域体积之比为1.1时，填充效果是最好的。

0°纤维采用滚卷式制备方法操作简单，J型梁内部缺陷小而分散，纤维易弯曲；铺层式制备方法操作复杂，纤维准直度好。

关键词：复合材料；J型结构；翼梁；成型工艺随着复合材料机翼壁板的整体化应用，复合材料翼梁成为其重要组成部分。

复合材料翼梁的应用不仅实现减重，更保证其热膨胀系数和复合材料机翼壁板的热膨胀系数匹配[1]。

梁类零件作为飞机的骨架结构，装配工序对梁类零件外形尺寸的要求较高，复合材料制件的成型精度成为其制造的关键技术。

国内外研究人员研究了大尺寸复合材料制件的制造工艺。

Elaldi等[2]研究J型复合材料加筋壁板的制造；杨博等[3]采用共固化的成型方案，研制大尺寸复合材料“工”形加筋壁板。

J型复合材料翼梁R角处出现三角形区域，该区域成型时，易产生空隙密集缺陷，导致翼梁性能下降。

如何避免存在的这种安全隐患成为工程应用中需要解决的问题。

以J型复合材料翼梁为研究对象，分析了工艺方案、0°纤维填充体积和填充方法对J型成型质量的影响。

1实验1.1 J型梁简介1.1.1 J型梁结构腹板高度约300mm，厚度变化跨度大，从1.5mm到6mm，变厚台阶多达26处，变厚坡度大。

1.1.2原材料材料为中温固化环氧树脂单向带预浸料，树脂含量为33±2％，单位面积纤维质量136±4g/m2，单层厚度为0.12±0.01mm。

1.2 成型工艺J型梁制造采用真空袋-热压罐零吸胶工艺，将J型梁分解为Z 型部分、C 型部分、平板部分及0°纤维填充部分，分别铺叠再组合为J型梁，C 型部分采用钢制的工装，在Z 型部分的外侧设置软质工装；C 型部分采用硬模工装，优势在于可以从整个J 型筋条的外部均匀施压，简化了封装真空袋的难度，降低了架桥等风险。