一种纤维增强金属结构件“+FMLs”共性成形工艺的制作方法

一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺
技术领域
1.本发明属于多功能异质材料成形技术领域，特别是涉及一种基于铝合金间接热成形与纤维增强复合层板铺层、固化技术的顺序耦合复合技术。


背景技术：

2.数据显示，中国未来20年需要新增6810架飞机，飞机数量的增加将带动航空航天复合材料需求的上升，航空复合材料行业将进入新的发展时期。未来3-5年，我国国产大飞机轻量化进程，将迎来蓬勃发展，预计年内可带动相关产业经济效益上千亿元。
3.复合材料未来在战斗机、大型军用运输机、无人机等平台上必将占有重要地位，无人战斗机是未来航空武器的一个重点发展方向。然而，纤维增强复合材料不管是碳纤维/环氧树脂复合材料、硼/环氧树脂复合材料还是玻璃纤维/环氧树脂复合材料，因为材料本身的属性，在经受惯性冲击的严苛工作环境中其抗冲击损伤性能远不足金属件，如固体火箭发动机的壳体、飞机机头、翼根、发动机、飞行器整流罩、异型蒙皮件、框型件、直升机桨毂等，一旦发生安全事故，因为复合材料的不可修复性将造成严重后果，因此复合材料的应用范围极限值为80％左右。同时，考虑纤维增强复合材料的维修成本高、可设计性差，金属构件重量增加飞行器及航天器的有效载荷，降低了发射效率和续航能力等因素。因此，如何寻求影响关键部位综合性能与整机使用性能的因素之间的平衡点，扩大复合材料在未来航空航天中军机、民机、特种飞行器、卫星、宇航器以及战略武器上的适用范围，对综合性能更加优良的复合材料的设计及研制提出了迫切需求。
4.由树脂基纤维和薄的铝合金交替铺层的一种混杂型结构体系-纤维增强金属层板，作为一种新型、高效、低成本复合结构材料，兼取了金属和先进复合材料的双重优势，具有显著的结构、功能一体化特点，是新一代飞行器结构件中非常有前景的备选材料。其中，玻璃纤维增强金属层板(glare)制造成本和复杂性高于铝合金板材,但是与金属结构相比面密度更低,使用寿命更长,服役期间检测和维护简便，使得glare层板是目前发展最为成熟、应用最广泛的纤维增强金属层板。相比于传统金属板材(常规铝合金薄板)，同样厚度的板材，glare层板比同体积铝板减重可达15％～30％，但是与铝合金2024相比，glare层板刚性可能要低15％，严重制约了该材料结构的大范围应用。


技术实现要素：

5.为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺，突破金属件成形技术的限制，根据产品结构和尺寸要求，可以适用所有成形技术。利用2系、6系和7系铝合金可热处理强化的特性，将铝合金间接热成形和纤维复合材料铺层、固化技术相结合，金属件经过热处理的性能调质和纤维铺层、固化，形成结构的完整性和一致性，最终达到强度更高、刚性更高、重量更轻的航空航天结构件的目的。
6.为了达到上述目的，本发明提供的一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺按顺序包括如下步骤：
7.1)首先，利用金属塑性成形方式成形可热处理强化铝合金，获得板材件和管状件。针对板材件，成形方式有冲压成形、旋压成形、电磁成形、渐进成形、液压成形、爆炸成形；针对管状件，成形方式有内高压成形、拉弯成形、挤压成形、颗粒介质成形。
8.2)对步骤1)获得的金属件，开展固溶-淬火-人工时效连续热处理制度，实现可热处理强化铝合金的间接热成形工艺。首先，金属件加热到固溶温度，保温一段时间，获得过饱和程度较大、成分更均匀的固溶体组织；然后，迅速转移至带有冷却管道的模具中，模具合模，冷却介质在管道内流动带走零件的热量。零件完成快速淬火的同时，在模具的约束作用下，因为冷-热交替引起的热变形回弹程度降到最低，零件满足形状尺寸的设计精度和要求；最后，将冷却完成后的零件转移至人工时效炉内，设置时效温度和时效时间，合金里面的强化相mgzn2通过弥散析出，达到阻碍位错运动从而提高材料强度的目的，取出零件，完成连续热处理制度。
9.3)为了防止产品使用过程中纤维层与金属层的分离，保证金属层与纤维层之间牢固的胶接，对连续热处理后的铝合金零件进行表面化学处理，按顺序经过丙酮清洗、碱洗、脱氧、磷酸阳极化和烘干五道工序。经过化学处理后，铝合金与纤维层板胶接面产生钝化，增大了与纤维层板之间的结合强度和接触面积，保证产品在合理的安全使用范围内。
10.4)根据使用工况对最终产品的性能要求，制定纤维预浸料铺层方案，包括纤维预浸料的选型、编织方式、铺层角度和铺层厚度。针对单向纤维预浸料，沿着纤维方向，材料抗拉强度最大，因此通常采取多层和各方向交叉铺放相结合的方案；针对纤维预浸料织物，又分为正交编织与斜纹编织两种，材料呈现各向异性，通常采取单层铺放的技术方案。纤维铺层、胶接后利用工业ct扫描，检查金属层与纤维层的结合质量，保证最终真空固化处理时两者结合处没有气泡。
11.5)将胶接后的纤维金属层板置于真空袋系统内，然后转移至真空热固化炉中，在真空负压和一定温度的双重作用下，胶接剂固化，纤维层与金属层被压实而紧密结合在一起，保证了材料结构和性能的整体性。其中，固化温度和固化时间是热固化关键工艺参数，优化热固化路线，既能保证纤维层固化质量，从而实现纤维层和金属层的紧密结合，同时又能保证不影响连续热处理后的铝合金层板组织状态，从而影响其强度和刚度。
12.本发明提供的一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺，利用2系、6系和7系铝合金可热处理强化的特性，将铝合金间接热成形和纤维复合材料铺层、固化技术相结合，目的在于突破金属件成形技术的限制，根据产品结构和尺寸要求，可以适用所有成形技术，成形制造一种强度更高、刚度更高、重量更轻的航空航天结构件。
13.定义为：首先，利用铝合金塑性变形特点和原始材料状态，室温下成形形状复杂的板材件和管状件。因为材料塑性流动，内部位错阻止运动，形成内应力，通过固溶-快速淬火-人工时效的连续热处理，完成铝合金间接热成形工艺。既可以消除内应力，减少缺陷发生的隐患，同时材料发生内部强化相弥散析出，强度得到大幅度提升。然后，将制得的金属产品进行表面化学处理，经历丙酮清洗、碱洗、脱氧、磷酸阳极化和烘干五道工序，金属与纤维复合材料接触的一面发生钝化，增大了与纤维预浸料的接触面积和结合强度。然后，利用纤维复合材料的铺层技术，选择合适的纤维层材料和铺层方式，将金属层与纤维层胶接在一起。最后，利用真空袋技术将纤维金属结合板材置于真空环境中，整体放置于烘箱中，一边抽真空形成负压，一边施加热载荷，保证通过胶接剂热固化达到纤维层和金属层紧密结
合的目的。
14.针对纤维金属层板较纯金属刚性弱，较复合材料密度大的问题，通过“+fmls”共性成形工艺的研究，可突破成形工艺的限制，无论是板材件还是管状件，利用合适的成形工艺成形后，依据材料本身的可热处理强化特性，通过热处理后可提高其强度和刚度。最后，利用纤维复合材料的铺层、胶接和固化特性，获得了强度更高、刚性更高、密度更轻的航空航天产品，该技术是共性技术，通用性好，可以推广到更多产品的设计和制造中。
附图说明
15.图1为本发明提供的一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺技术路线图；
16.图2为本发明提供的一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺原理示意图。
17.图中：1-金属成形装置，2-成形金属件，3-固溶处理炉，4-淬火模具，5-热时效炉，6-热处理金属件，7-碱洗，8-脱氧，9-磷酸阳极氧化，10-表面化学处理零件，11-纤维增强复合材料层板，12-纤维金属层板，13-真空袋系统，14-热固化炉。
具体实施方式
18.下面结合附图和具体实施例对本发明提供的一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺过程进行详细说明。
19.如图1—图2所示，本发明提供的一种纤维增强金属结构件“+fmls”共性成形工艺包括按照顺序进行的下列步骤：
20.1)根据实际使用需要，优化成形工艺，利用金属成形装置1成形可热处理强化铝合金件2，铝合金件2可以是板材件和管状件。通过成形缺陷控制，保证零件的形状、尺寸精度以及表面质量，以防金属件的成形缺陷对最终纤维金属层板缺陷的累计影响。
21.2)将步骤1)获得的铝合金件2进行固溶-快速淬火-人工时效的连续热处理，通过铝合金中强化相mgzn2的析出和弥散分布，提高材料的强度和刚度。铝合金件2转移至固溶处理炉3中，设置固溶温度和固溶时间，保证铝合金件2获得过饱和程度较大的固溶体组织；然后，迅速转移至淬火模具4中，淬火模具4中通入冷却水，带走铝合金件2的热量，实现快速淬火；最后，铝合金件转移至热时效炉5中，通过设置时效温度和时效时间，使组织中强化相最大程度地析出和均匀分布。
22.3)将连续热处理获得的热处理金属件6进行表面化学处理，获得钝化的表面状态，目的是增大与纤维增强复合材料的结合强度。首先，用丙酮除去铝合金表面的油污；然后，经过在碳酸钠和氢氧化钠的混合液7中碱洗，清洗，在硝酸溶液8中脱氧，清洗，在磷酸溶液9中磷酸阳极化，清洗，最后烘干的流程即完成表面化学处理，得到表面化学处理零件10。
23.4)选择编织方式和成分配比满足实际工况使用需求的纤维增强复合材料层板11，然后与表面化学处理零件10进行铺层和胶接，获得纤维金属层板12。根据工业ct技术检查纤维金属层板12中纤维层与金属层之间的结合质量，防止固化阶段因为气泡的存在造成层板致密性差的缺陷，影响产品的最终使用性能。然后，将纤维金属层板12通过真空袋系统13，便于热固化阶段通过抽真空实现一定的负压，保证纤维层和金属层可以形成致密的整体。
24.5)最后，将真空袋系统13置于热固化炉14中，设置固化温度和固化时间，使得纤维
增强复合材料层板11中的胶接剂获得良好的固化质量，同时金属层板内部组织不发生微观变化，强度和刚度不受固化阶段的影响。