2-热压罐成型和VARI成型工艺

过抽
航空复合材料结构制造基本原理
为保持树脂凝胶前模腔内的持续 真空度，需要连续不断抽真空排 出模腔内的气体，由于树脂粘度 相对较低，如果真空通道设置不 合理，抽气的同时容易将大量的 树脂，从而导致制品大面缺胶。
5.2 VARI成型树脂流道设计方式
高渗透介质型
沟槽型
5 VARI成型的流道设计与模拟
两种形式混合
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。
避免树脂发生干涉以及制件干斑的形成 缩短树脂渗透时间
航空复合材料结构制造基本原理
5.1 VARI成型的流道设计
流道设计不合理，容易形成干班和干区等严重缺陷！
干斑（树脂浸渍不充分的区域）
航空复合材料结构制造基本原理
干区（树脂完全未浸渍的区域）
5.1 VARI成型的流道设计
真空通道设置不合理，容易导致过抽！
航空复合材料结构制造基本原理
2.2 VARI工艺树脂种类
聚酯树脂、乙烯基树脂、环氧树脂、双马树脂、氰酸酯树脂等。
成本较低，强度和 耐热性较差，主要 应用于船舶领域。
性能相对较高，主要 应用于航空航天领域， 风机叶片也大多采用 环氧树脂。
航空复合材料结构制造基本原理
Fra Baidu bibliotek
2.3 VARI树脂低粘度平台（工艺窗口）预报
与普通织物性能上的差别
航空复合材料结构制造基本原理
3.1 VARI成型的主要问题
1 出现干斑、干区；（局部渗透率变化、流道效应等） 2 夹杂气泡；（漏气、树脂脱泡不干净，小分子挥发等） 3 厚度或纤维体积含量不均匀；（压力梯度等） 4 纤维体积含量低。（固化压力低，不超过一个大气压力等）
航空复合材料结构制造基本原理
❖ 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
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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
VARI树脂两个重要工艺参数：注胶温度，操作时间
树脂粘度-温度曲线
树脂粘度-时间曲线
VARI树脂要求：粘度 低，操作时间长
对同一种树脂，通常二者 不可兼得
航空复合材料结构制造基本原理
根据具体结构，选择合适 的注胶温度，同时满足粘 度和工艺操作时间要求
2.4 树脂固化特性
树脂固化温度
升温速率0℃/min峰值温度
4.3 VARI成型厚度监测
第三阶段： 注胶结束，关闭树脂管， 厚度迅速减小
第二阶段 持续注胶， 厚度基本 不变化
第一阶段： 树脂吸注，织物厚度迅速增大
航空复合材料结构制造基本原理
厚度监测结果
5.1 VARI成型的流道设计
流道设计最VARI工艺的主要部分之一，包括树脂流道和真空管路设计。
合理的流道设计
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
❖ 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
将高渗透介质（导流网）铺 放在增强体表面，树脂从增 强体表面向内部渗透。
在模具表面上加工导流槽; 在泡沫芯材上开孔或制槽 来作为树脂流动的通道;
在模具上加工一个或几个主 要的沟槽作为进胶的通道， 用导流介质将树脂快速分散。
横向与纵向的混合流动，
开孔开槽夹芯材料中树脂流动
形成抛物线状树脂流动前锋
航空复合材料结构制造基本原理
NCF织物的纱线是伸直而相互平行的，而普通织物的线是卷曲的。 NCF织物为多层结构，目前最多可达八层，而普通织物一般只有两层。 NCF织物各层之间用缝线线缝合，纱线不容易移动，而普通织物的纱线容易滑动。
（1）更好的拉伸性能； （3）更高的损伤容限；
（2）更高的抗疲劳性能； （4）更好的浸润性，更高的工作效率。
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
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)
航空复合材料结构制造基本原理
真空辅助工艺
液体成型工艺
大型，超大型壳类部件 航空复合材料结构制造基本原理
1.2 VARI成型工艺流程
准备模具
模具清理， 脱模剂的涂抹
喷涂胶衣
材料铺放 封 装
纤维织物，脱模布，
密封胶带，真空袋
导流网，导流管和真空管
抽真空
配树脂
连接树脂收集器 和真空泵
脱泡
航空复保压合，材检料查结气密构性制造基本原理
3.2 VARI成型的技术要求
➢1 采用粘度低、力学性能好的树脂; ➢2 树脂粘度应在0. 1~0. 3Pa·s范围内，便于流动和渗透; ➢3足够长时间内树脂粘度不超出0. 3Pa·s; ➢4 树脂对纤维浸润角小于8°; ➢5 足够的真空度，真空度不低于-97KPa; ➢6 选择合适的导流介质，利于树脂流动和渗透; ➢7 保证良好的密封，防止空气进入体系而产生气泡; ➢8 合理的流道设计，避免缺陷的产生。
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
（固化温度）
不同升温速率下树 脂体系的DSC分析
峰值温度
起始固化温度
最佳交联固化温度范围 升温速率0℃/min起始固化温度
航空复合材料结构制造基本（原凝胶理温度）
外推法求升温速率为0℃/min固 化起始温度和峰值温度
△H
2.4 树脂固化特性
固化时间
-50 0 50 100 150 200 250 300 350 400
航空复合材料结构制造基本原理
4.1 VARI成型厚度影响因素
织物所受 的净压力
1
织物的压 缩特性
VARI成型
厚度
2
3 织物与树
脂的相互
作用
航空复合材料结构制造基本原理
4.2 VARI成型压力分析
树脂压力
Pc Pr Pn
为总压力 （大气压力，且保持不变）
预成型体所受的净压力
航空复合材料结构制造基本原理
导入树脂 脱模修整
按固化工艺固化
2.1 VARI工艺对树脂要求
1 黏度低，粘度范围：0.1-0.3Pa.s; 2 足够长时间内黏度不变，有利于浸透、排气; 3 可在较低温度下完全固化; 4 固化时无需额外压力，只需真空压力; 5 具有良好的力学性能，满足结构使用要求; 6 具有较高的玻璃化转变温度，满足耐热要求。
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
t/min
等温DSC扫描
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2.5 NCF织物
NCF（non-crimp fabrics）织物是利用先进的经编技术将连续的长纤维经多层平直铺放并进 行Z向缝合而形成的无卷曲的定向结构织物。
NCF织物
普通机织物
航空复合材料结构制造基本原理
2.5 NCF织物
与普通织物结构上的差别：
❖ 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)
5.3 VARI成型树脂流道设计原则
1
尽可能缩短树脂流动 距离，缩短树脂流动 时间，且各流道之间 树脂流动距离尽量保 持一致；
2
保证树脂流动在树脂 的工艺操作时间内完 成。
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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
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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。
4.2 VARI成型压力分析
织物处于干态， 净压力为大力
树脂浸入后，树脂 承担一部分压力， 织物净压力减小
树脂管关闭，树脂 压力减小，织物净 压力增大
树脂吸注前
树脂吸注过程中
树脂吸注完
航空复合材料结构制造基本原理
4.3 VARI成型厚度监测
涡流传感器
控制与数据采 集系统
VARI成型厚度监测装置
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
Plac自em动en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
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
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
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