热压罐成型和VARI成型工艺课件

热压罐成型工艺
第二步：预浸料裁剪（根据结构几何尺寸）
手工下料 自动下料：拖刀、高频振荡刀、超声刀
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
第三步：预浸料铺放
手工铺放：适合小型复杂结构，工程中需 激光投影定位，过程中需要预压实
自动铺放：自动铺带、自动铺丝适合大型 相对简单结构
航空复合材料结构制造基本原理
应用实例
A380中央翼盒、尾翼、襟翼，B787机翼蒙皮
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
第三步：预浸料铺放 AFP: Automated
Fiber
Pla自ce动men铺t 丝技术 AFP
优点(与ATL相比）
适合于大曲面的制件
应用实例
B787机身，A380后机身非承压部分
自动铺丝视频
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐固化典型缺陷 孔隙
复合材料成型过程中形成的微观小孔
气孔
孔隙长大到一定程度，成宏观状态出现的一种缺陷形式
孔隙
气孔
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐固化典型缺陷 脱粘
两层复合材料胶接界面之间发生大面积的脱开现象
富脂与贫胶
复合材料制件中部分区域树脂含量过高，称为富脂；部分区域树脂含 量过低，称为贫胶。
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
第三步：预浸料铺放
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
第三步：预浸料铺放
自动铺带技术 ATL
ATL: Automated Tape Laying
优点
适合大型结构件铺层 大幅度节省时间、劳力，速度较手工
提高10倍 节省原材料，废品率仅3-5%(手工25-30%) 纤维铺贴角度更准，重复性好
航空复合材料结构制造基本原理
A340垂直安定面： 零件数2000件100件
A310、A330垂直安定面： 零件数2000件 20件
整体化成型实例
平尾工艺方案-整体共固化
航空复合材料结构制造基本原理
整体化成型实例
平尾外伸盒端工艺方案
航空复合材料结构制造基本原理
整体化成型技术风险 成型：大件报废，风险增大
模具：大而复杂，工装成本上升 检测：大型件的无损检测 材料：胶粘剂，特殊材料
需要在成型与装配成本之间进行平衡
航空复合材料结构制造基本原理
液体成型工艺
真空辅助工艺
真空树脂注入成型特点： •衍生自RTM工艺 •基本特点与RTM相同 •树脂流动由真空压力驱动(与RTM不同) •仅需半面模具，另一面为真空袋 •制品一面光滑 •低成本工装设备 •模具通常需要加热以固化树脂• 生产周期较长•机械化，自动化程度低 •制品力学性能较高，缺陷少 •适合制造大型，超大型部件
航空复合材料结构制造基本原理 第二课 热压罐成型和VARI成型工艺
潘利剑
内容提要
热压罐成型 真空辅助成型
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
热压罐成型工艺过程
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
第一步：预浸料制备（纤维浸润树脂）
航空复合材料结构制造基本原理
航空复合材料结构制造基本原理
用于制造B787机身筒体的热压罐 (23.2×9.1米)
热压罐固化用成型模具 选材原则
足够的刚度、强度以保证不变形 良好的热传导性和热稳定性 与构件相匹配的热膨胀系数 易于成型和加工，低成本
材料
特点
铝
导热性和加工工艺性好，但热膨胀系数大，并且硬度低，易受损伤
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
放辅料、打真空袋
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
第五步：热压罐内固化成型
温度
树脂粘度变化
外加压力
真空压力 时间
热压罐固化工艺的设定，主要包括温度，压力，时间，真空度，升温速 率等参数设定，不同树脂体系，固化工艺不同
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
航空复合材料结构制造基本原理
第四步：封装 抽真空
密封胶带
热压罐成型工艺
真空袋 透气毡 有孔隔离膜1 吸胶毡 有孔隔离膜2 脱模布 预浸料 脱模布 脱模剂 模具
航空复合材料结构制造基本原理
热压罐成型工艺
•真空袋：提供真空环境 •透气毡：保持真空袋内均一的真空压力（分压） •有孔隔离膜1：防止树脂流动至透气毡，但是需要小分子气体能够通过 至透气毡 •吸胶毡：吸收被挤出而过剩的树脂 •有孔隔离膜2：让树脂和小分子气体能够通过 •脱模布：让复合材料制品表面具有布纹便于后续粘接或喷漆工序，同时 脱模布应能够从制件表面剥离 •脱模剂：防止树脂粘住模具表面
控制方式
设计和工艺上减小残余应力 提高树脂韧性
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
航空复合材料结构制造基本原理
分层的显微照片
热压罐固化典型缺陷 变形
复合材料制品与设计标准不符，外形曲率等参量发生变化的一种缺陷 形式
控制方式
铺层设计(角度、比例、顺序) 工艺优化(固化温度、降温速度) 模具种类(材料类型、结构形式) 强迫矫正(加强筋、施加应力)
共胶接(Co-bonding)
把一个或多个已经固化成型而另一个或多个尚未固化的零件通过胶 粘剂(一般为胶膜）在一次固化中固化并胶接成一个整体制件的工艺 方法，是共固化与二次胶接的组合。
航空复合材料结构制造基本原理
整体化成型技术优点 减少零件数目和连接件数目
易于实现翼身融合体布局 增加机体表面光滑完整程度 避免钻孔，减少构件加工损伤
夹杂
制造过程中无意间带进制件中的杂质，如颗粒、碎片、膜片等
航空复合材料结构制造基本原理
整体化成型技术 共固化(Co-curing)
两个或两个以上的零件经一次固化成型而制成一个整体制件的工艺 方法
二次胶接(Secondary Bonding)
两个或多个预固化的复合材料零件通过胶接而连在一起，其间仅有 的化学或热的反应是胶膜的固化（Boeing定义)
钢
刚性大，使用温度高，但升温速率慢。高温成型大型制件时需考虑热膨胀
碳纤维 热膨胀系数与所成型的复合材料构件一致，刚度大，但材料成本高，耐温低， 复合材料 有吸湿问题
航I空nv复ar合钢材料热结膨构胀制系造数基低本，使原用理温度高，但价格昂贵，升温速率低
热压罐固化典型缺陷 分层
由于层间应力或制造缺陷引起的层与层之间的分离，即层间的 脱胶或开裂。