一种热塑性复合材料二次模压成型技术的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种热塑性复合材料二次模压成型技术。
【背景技术】
[0002]近年来，热塑性复合材料是继热固性复合材料后的一种新型的材料和结构，特别是高性能的热塑性复合材料，即以连续玻璃纤维增强聚苯硫醚为代表的热塑性复合材料具有耐高温、耐冲击、耐疲劳和更轻质等突出优点，越来越多地应用到机翼前缘这类飞机结构件中；但由于聚苯硫醚的成型温度较高(300°C以上)，其成型工艺比较复杂，且成本很高，因此寻求一种低成本成型技术，为实现高性能热塑性复合材料在航空承力/次承力构件上的低成本应用奠定基础，同时可以将其技术向其他工业领域中扩展，如汽车和造船等。
[0003]目前，连续玻璃纤维增强聚苯硫醚热塑性复合材料多沿用热固性复合材料的制造方法，即一次模压成型工艺，即根据构件模腔的尺寸，将热塑性预浸料片材剪裁，铺放于模具中，加热加压，一次成型；这种一次模压成型工艺存在以下问题:
[0004](1) 一次模压成型工艺对于每一个构件，无论复杂曲面还是简单弯折结构，都需要一套完整的模具，且对构件模具的耐温要求较高(300°C以上)，但一般钢材难以长期承受，模具损耗严重，使用寿命缩短，因此成本较高，不利于大规模批量生产；
[0005](2) 一次模压成型工艺中对于复杂且大曲率模具，预浸料片材在模具中的均匀铺放难度较大，会造成构件力学性能的不均匀性；
[0006](3) 一次模压成型工艺对成型压力的控制精度要求较高，特别是成型压力，压力较小，虽然含胶量高，但表面不平整，胶分布不均匀；压力太大，导致溢胶严重，含胶量低；
[0007](4) 一次模压成型工艺没有经历平板阶段，曲面受力不够均匀，厚度方向不够均匀密实；同时也没有经历“预成型-软化-再固化”的二次固化过程，构件孔隙率较高，不能保证构件的力学性能。
[0008]针对相关技术中的相关问题，目前尚未提出有效的解决方案。
【发明内容】
[0009]本发明的目的是提供了一种热塑性复合材料二次模压成型技术，以克服一次模压成型工艺存在的模具损耗严重、成本高、预浸料片材均匀铺放困难、成型压力难控制、厚度不均匀和孔隙率高等问题，并且该技术不仅降低了成本、改善了工艺窗口的控制难度，而且提高了构件的力学性能。
[0010]本发明的目的是通过以下技术方案来实现:
[0011]—种热塑性复合材料二次模压成型技术，包括以下步骤:
[0012]步骤1:选取预定的预浸料片材，根据预浸料片材的实测厚度、面密度和重量参数估算出预浸料片材的层数与成型平板预期厚度之间的关系，然后再根据成型平板预期厚度设计相匹配的一次成型平板模具；
[0013]步骤2:根据一次成型平板模具的尺寸大小，剪裁相匹配的预浸料片材放置模具中，通过加热和施压处理后，制造出中间产品热塑性复合材料平板；
[0014]步骤3:将步骤2中得到的复合材料平板放入加热设备充分预热，然后将复合材料平板快速转移到设计好的产品模具中，其中，模具温度低于预热温度，待复合材料平板坯料均匀铺放于模具上时，立即进行产品成型的施压，所述产品成型压力大于平板成型压力，保压一段时间，降温后取出，即制得热塑性复合材料产品。
[0015]进一步的，所述步骤1中的选取的预浸料片材由连续的玻璃纤维增强聚苯硫醚构成。
[0016]进一步的，在所述步骤1中，所述预浸料片材的铺放厚度大于成型平板的实际厚度。
[0017]进一步的，所述预浸料片材的铺放厚度为成型平板的实际厚度的1.01-1.25倍。
[0018]进一步的，所述步骤2中，加热的工艺温度达到290?320°C。
[0019]进一步的，所述步骤2中，施压时间为5?20min，施压的压力范围至少包括以下的一种:
[0020]0.1?lMPa、l?10MPa、10?20MPa和大于20MPa进一步的，所述步骤3中的预热温度为290?320°C，所述模具的温度控制在120?160°C。
[0021]进一步的，所述产品成型压力范围包括3?10MPa、10?20MPa、20?30MPa以及大于30MPa四种级别。
[0022]优选的，所述步骤2和步骤3中的加热方式包括电加热和红外加热以及达到同样效果的其他加热方式。
[0023]本发明的有益效果为:本技术相对传统的一次模压成型工艺而言，减少了对模具的损耗，降低了能源能耗和成本，改善了预浸料片材的铺放难度，并且成型工艺窗口更易控制，构件产品的含胶量均匀性得到保证、空隙率更低；并且该技术还具有成本降低、预浸料片材铺放均匀、工艺窗口易控制、厚度均匀和孔隙率低，力学性能更优的热塑性产品，可以对不同领域产品制造，特别是对力学性能要求高的产品，如飞机机翼前缘，尾翼，翼肋及汽车一些轻质高强的承力件等，适用范围较为广泛，有利于市场的推广与应用。
【附图说明】
[0024]为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，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，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，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。
[0025]图1是根据本发明实施例所述的一种热塑性复合材料二次模压成型技术中的平板模具的结构示意图；
[0026]图2是根据本发明实施例所述的一种热塑性复合材料二次模压成型技术中的第一步模压成型工艺流程图；
[0027]图3是根据本发明实施例所述的一种热塑性复合材料二次模压成型技术中的飞机前缘模具示意图；
[0028]图4是根据本发明实施例所述的一种热塑性复合材料二次模压成型技术中的飞机前缘模具成型的工艺流程图。
[0029]图中:
[0030]1、平板模具的上钢板；2、平板模具的模框；3、平板模具的下钢板；4、热压机；5、上钢板；6、预浸料片材；7、平板模框；8、下钢板；9、限位块；10、电热管孔；11、前缘模具的曲面；12、第一步模压成型平板；13、红外加热设备；14、前缘模具；15、第二步模压成型；16、机翼前缘缩比件。
【具体实施方式】
[0031]下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0032]根据本发明实施例的一种热塑性复合材料二次模压成型技术，包括以下步骤:
[0033]步骤1:选取预定的预浸料片材，根据预浸料片材的实测厚度、面密度和重量参数估算出预浸料片材的层数与成型平板预期厚度之间的关系，然后再根据成型平板预期厚度设计相匹配的一次成型平板模具；
[0034]步骤2:根据一次成型平板模具的尺寸大小，剪裁相匹配的预浸料片材放置模具中，通过加热和施压处理后，制造出中间产品热塑性复合材料平板；
[0035]步骤3:将步骤2中得到的复合材料平板放入加热设备充分预热，然后将复合材料平板快速转移到设计好的产品模具中，其中，模具温度低于预热温度，待复合材料平板坯料均匀铺放于模具上时，立即进行产品成型的施压，所述产品成型压力大于平板成型压力，保压一段时间，降温后取出，即制得热塑性复合材料产品；其中对于降温过程，可采用自然降温过程，也可以采用其他加速降温的方式实现，具体由情况而适当的进行确定。
[0036]所述步骤1中的选取的预浸料片材由连续的玻璃纤维增强聚苯硫醚构成；所述预浸料片材的铺放厚度大于成型平板的实际厚度；所述预浸料片材的铺放厚度为成型平板的实际厚度的1.01-1.25倍。
[0037]所述步骤2中，加热的工艺温度达到290?320°C;施压时间为5?20min，施压的压力范围至少包括以下的一种:
[0038]0.1 ?IMPa、1 ?lOMPa、10 ?20MPa 和大于 20MPa
[0039]所述步骤3中的预热温度为290?320°C，所述模具的温度控制在120?160°C。
[0040]所述产品成型压力范围包括3?lOMPa、10?20MPa、20?30MPa以及大于30MPa四种级别。
[0041]所述步骤2和步骤3中的加热方式包括电加热和红外加热，但是加热方式并不局限为电加热、红外加热，实现同样功能的其他加热方式均在本专利范围内。
[0042]为了更好的体现本专利中的技术方案，下面以制作飞机前缘为例，详细说明利用本技术的具体操作过程。
[0043]具体使用时，如图1-4所示，以连续玻璃纤维增强聚苯硫醚预浸料为原材料，通过一次模压工艺制成平板，再利用平板二次模压成型机翼前缘构件的过程，具体的制备步骤如下:
[0044]步骤1:选取连续玻璃纤维或碳纤维增强聚苯硫醚预浸料片材，根据预浸料片材的实测厚度、面密度和重量等参数估算出预浸料片材的层数与成型平板预期厚