一种用于航天航空的热塑性复合材料的成型模具的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及成型模具，尤其涉及一种用于航天航空的热塑性复合材料的成型模具。
【背景技术】
[0002]目前，用于航天航空的热塑性复合材料制成的产品一般是采用成型模具制成的，其工艺流程大致为:将热塑性复合材料加热至熔融状态，倾倒或倾注入成型模具中，然后成型模具合模，压制得出成品。然而，采用这种生产工艺制得的产品难以满足用于航天航空的热塑性复合材料制成的产品的表面状态及其形状稳定的要求。另外，现有的成型模具采用上述的生产工艺进行生产时会发生搬移或者接触到硬质破坏性物体，损坏成型模具的表面，导致成型质量降低。再者，现有的成型模具生产效率低，难以满足大批量生产的要求，难以保证热塑性复合材料生产的稳定性和高效性。
[0003]为此，申请人进行了有益的探索和尝试，找到了解决上述问题的办法，下面将要介绍的技术方案便是在这种背景下产生的。
【实用新型内容】
[0004]本实用新型所要解决的技术问题:针对现有的成型模具存在生产效率低、难以满足大批量生产的要求和保证热塑性复合材料生产的稳定性和高效性、影响成型质量的问题，现提供一种生产效率高、适于批量生产、保证热塑性复合材料生产的稳定性和高效性、提高成型质量的用于航天航空的热塑性复合材料的成型模具。
[0005]本实用新型所解决的技术问题可以采用以下技术方案来实现:
[0006]一种用于航天航空的热塑性复合材料的成型模具，包括:
[0007]上、下压板，所述上、下压板相对设置且分别通过传动杆与动力机构连接；
[0008]上、下加热压模，所述上加热压模适于安装在所述上压板朝向下压板的板面上，所述下加热压模适于安装在所述下压板朝向上压板的板面上，所述下加热压模朝向上加热压模的端面构成有一用于容纳热塑性复合材料的加热凹槽，所述上加热压模朝向下加热压模的端面构成有一与所述加热凹槽相配合的压模凸台，所述加热凹槽与压模凸台之间形成压模腔；
[0009]一加热机构，所述加热机构至少将所述下加热压模加热；以及
[0010]一排气机构，所述排气机构将所述压模腔内的多余的物料和气体排出。
[0011]在本实用新型的一个优选实施例中，所述下加热压模上的加热凹槽为阶梯型凹槽，所述上加热压模上的压模凸台为阶梯型凸台。
[0012]在本实用新型的一个优选实施例中，所述加热机构包括第一加热电源以及导线，所述第一加热电源通过导线与所述下加热压模连接并在接通时对所述下加热压模加热。
[0013]在本实用新型的一个优选实施例中，所述第一加热电源还通过导线与所述上加热压模连接并在接通时对所述上加热压模加热。
[0014]在本实用新型的一个优选实施例中，所述下加热压模内位于所述加热凹槽下方构成有一第一加热腔，所述加热机构包括第二加热电源以及第一电加热器，所述第一电加热器置于所述第一加热腔内且通过导线与第二加热电源连接。
[0015]在本实用新型的一个优选实施例中，所述上加热压模内位于所述压模凸台上方构成有一第二加热腔，所述加热机构还包括第二电加热器，所述第二电加热器置于所述第二加热腔且通过导线与第二加热电源连接。
[0016]在本实用新型的一个优选实施例中，所述第一、第二电加热器为电热棒或者电热管或者电热丝或者电热带中的一种或者几种。
[0017]在本实用新型的一个优选实施例中，所述排气机构包括至少一排气通道，每一排气通道的一端与所述压模腔连接，其另一端与外界连通，所述排气通道设置在所述上加热压模或者下加热压模或者上、下加热压模内。
[0018]本实用新型的用于航天航空的热塑性复合材料的成型模具的工作过程如下:通过加热机构将下加热压模预热，又或者同时将上、下加热压模预热，先将热塑性复合材料直接加入预热后的下加热压模的加热凹槽中，继续加热下加热压模，保持加热下加热压模的温度高于热塑性复合材料基本树脂的熔点25°C?50°C，直至热塑性复合材料完全溶解。然后，动力机构通过传动杆驱动上、下压板相对运动进行闭合上、下加热压模，闭合后再对上加热压模或者下加热压模施加一定的成型压力，使得熔融的物料充满压模腔，多余的熔融物料便通过压模腔的边缘和排气机构排出。在一定的压力下固化后，即可制得相应形状的热塑性复合材料产品。上述的生产方式不会使得上、下加热压模发生搬移或者接触硬质破坏性物体，有效地保护上、下加热压模的表面，并且由此制成的产品的表面状态及其形状稳定。另外，加热后的上、下加热压模可以快速多次成型，生产效率高，每次生产固化的时间在10?15分钟内，并可重复成型可批量生产，提高了热塑性复合材料生产的稳定性和高效性。
【附图说明】
[0019]为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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实用新型的一些实施例，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。
[0020]图1是本实用新型的结构示意图。
【具体实施方式】
[0021]为了使本实用新型实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本实用新型。
[0022]参见图1，图中给出的一种用于航天航空的热塑性复合材料的成型模具，包括上、下压板100a、100b、上、下加热压模200a、200b、加热机构(图中未示出)以及排气机构(图中未示出)。
[0023]上、下压板100a、100b相对设置且相互平行，上、下压板100a、100b分别通过传动杆IlOaUlOb与动力机构(图中未示出)连接。
[0024]上加热压模200a适于安装在上压板10a朝向下压板10b的板面即上压板10a的下板面上，下加热压模200b适于安装在下压板10b朝向上压板10a的板面即下压板10b的上板面上。下加热压模200b朝向上加热压模200a的端面即下加热压模200b的上端面构成有一用于容纳热塑性复合材料的加热凹槽210b，上加热压模200a朝向下加热压模200b的端面即上加热压模200a的下端面构成有一与加热凹槽210b相配合的压模凸台210a，加热凹槽210b与压模凸台210a之间形成压模腔230。优选地，下加热压模200b上的加热凹槽210b为阶梯型凹槽，上加热压模200a上的压模凸台210a为阶梯型凸台，这样对两者起到定位的作用，另外，在合模时，有利于热塑