碳纤维金属复合层合板的制造方法技术

碳纤维金属复合层合板的制造方法，它涉及一种纤维金属复合层合板的制造方法。针对国内没有用于制造高比刚度和比强度，并且具有韧性和可加工性的飞行器结构材料制造方法问题。本发明专利技术的方法是：对三块金属板表面处理；在其中一块金属板上缠绕浸过胶液的碳纤维复合材料层，胶液由环氧树脂、间苯二胺固化剂及无水乙醇溶剂按照质量比为１∶０．１～０．１８∶０．１５～０．２的比例混配制成的；将另外两块金属板固装在碳纤维复合材料层的上、下表面上并一同放入模具中，合模、烘干、采用梯度升温法固化、脱模。本发明专利技术的制造方法简单、容易操作，用本发明专利技术的制造方法制成的碳纤维金属复合层合板具有高比刚度和比强度，还具有金属材料的韧性和可加工性，疲劳性能和损伤容限性能优良。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种纤维金属复合层合板的制造方法。
技术介绍
随着航天航空技术的发展，对可减少维护费用和减少飞行器结构重量，且 具有更长的耐久性和更好的损伤容限的结构材料的需求越来越强烈。当前飞行器的结构材料主要包括两类 一类为金属材料，它具有一定的刚 度和强度，韧性和可加工性较好，可靠性高。常用的金属材料包括铝及其合 金作为航天航空工业中应用最高的金属材料，具有较高的强度、较高的断裂韧 性、较强的阻止纤维断裂处的裂纹扩展能力及较强的抗腐蚀性，且成本低廉。 铝合金通常用来制造导弹的蒙皮、弹翼和一些受力构件，如翼梁、桁条、翼肋等。美国铝制品公司为波音公司生产的6.4m长的空射巡航导弹AGM286B，其 弹体的五分之四由薄壁铝合金铸件构成。F22战机采用了高性能铝合金705和 2124，用作机体内部结构如框架、加强肋、腹板、接头件以及某些蒙皮等，其 用量分别占前机身重量的50%、中机身重量的35%、后机身重量的22%、中 央翼重量的23%。F-35战机上采用了两种可用于损伤容限设计的2524和71500 铝合金，其总用量在30%至50%之间，占机体材料的主体地位。钛及其合金 具有密度低、比强度高、屈强比高、耐蚀性及高温力学性能优异等突出特点， 在航空、航天、石化、船舶等领域中用量越来越大，以航空应用为例，如波音 公司和空客公司研制的新一代民用客机(B2787型、A2380型)中钛合金用量 己由第三代的不到4%上升到9%以上。第三代歼击机中钛合金结构件用量由 F16型的约3。/。增加到了F18、苏27型的15%以上，而第四代歼击机F22型的 钛合金结构件用量已占机身结构总质量的41%。但金属材料的缺点是质量较 大，这无疑增加了飞行器的飞行成本，并且金属的疲劳性能也不尽如人意。另一类为复合材料，它具有很高的比刚度和比强度，疲劳性能好，耐腐蚀， 阻燃。"科曼奇，，直升机的机身有70%是由复合材料制成的。由国内三家科研 单位合作开发研制的某歼击机复合材料垂尾壁板，比原铝合金结构轻21kg， 减少质量30%。北京航空制造工程研究所研制并生产的双马来酰亚胺单向碳纤维预浸料及其复合材料已用于飞机前机身段、垂直尾翼安定面、机翼外翼、阻力板、整流壁板等构件。由北京航空材料研究院研制的热塑性树脂(PEEK) 单向碳纤维预浸料及其复合材料，具有优异的抗断裂韧性、耐水性、抗老化性、 阻燃性和抗疲劳性能，适合制造飞机主承力构件，可在12(TC下长期工作，已 用于飞机起落架舱护板前蒙皮。尽管上述所述复合材料具有高比强度、高比模 量的优点，但复合材料是各向异性材料，其高比强度、高比模量的性能是基于 其单向层压板的测试数据而言的，即沿纤维铺层方向的纵向性能很高，而垂直 于纤维方向的横向性能很低。实际应用时，必须根据构件的承载情况进行铺层 设计，将纤维按一定的比例分配到0。、 士 45°、 90。等方向上，以同时满足构 件的强度、刚度与抗扭、抗失稳的要求。但这样一来，材料的强度和模量大幅 度下降。如T300增强环氧648复合材料经正交铺层设计后，其模量值将降低 到接近铝合金的相应值。并且复合材料的抗冲击性能，高温性能较差。可见， 常规的复合材料很难满足飞行器结构材料的要求。为了不断提高实用复合材料 的力学性能，.国外相继开发应用了高强度、高模量的碳纤维，Sic纤维及金属 基复合材料。但这些材料由于价格昂贵，也很难在我国推广应用。截至目前为 止，国内还没有用于制造高比刚度和比强度，并且具有韧性和可加工性的飞行 器结构材料的制造方法。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种，以解决目前 为止，国内还没有用于制造高比刚度和比强度，并且具有韧性和可加工性的飞 行器结构材料的制造方法。本专利技术的是这样完成的 一、表面处理. 取三块尺寸和材质均相同的金属板，并对每块金属板依次进行脱脂处理和酸洗 处理，最后将其水洗至中性，然后放入烘干箱中烘干备用，所述三块金属板均 为铝板或铝合金板；二、缠绕碳纤维复合材料层所述碳纤维复合材料层是在 经步骤一处理后的三块金属板中的任意一块金属板上环向缠绕浸过胶液的碳 纤维制成的，所述胶液由环氧树脂、间苯二胺固化剂及无水乙醇溶剂按照质量 比为l: 0.1 0.18: 0.15 0.2的比例混配制成；三、层合板的层压成型；所述层 合板的层压成型由以下四个步骤完成a、模具处理；对模具表面涂刷脱模剂 处理；b、模压；将经步骤一处理过的另外两块金属板分别固装在碳纤维复合材料层的上表面和下表面上并一同放入模具中，合模，之后再放入烘干箱内； c、固化、脱模；将放入烘干箱内的模具采用梯度升温法固化，即从室温加热 至5(TC，恒温3h 4h;再加热至8(TC，恒温2h 3h;最后再加热至120°C，恒 温2h 3h，再在烘干箱内冷却至室温，之后，将模具取出脱模制成碳纤维金属 复合层合板。本专利技术具有以下有益效果 一、本专利技术所制成的碳纤维金属复合层合板 (FMLs)是一种由金属板和碳纤维复合材料层交替铺设后，在一定温度和压 力下形成的一种层间混杂复合材料。FMLs综合了传统纤维复合材料和金属材 料的特点，弥补了单一复合材料和金属材料的不足，不但具有高比刚度和比强 度，还具有金属材料的韧性和可加工性，并且优良的疲劳性能和损伤容限性能 是FMLs最主要的特点。同时，FMLs还具有质量轻、耐腐蚀、阻燃、耐冲击、 抗疲劳性能好等优点，这使其成为航空航天结构材料的理想选择。二、铝作为 航空航天工业中应用最高的金属材料，具有较高的强度、较高的断裂韧性、较 强的阻止纤维断裂处的裂纹扩展能力和较强的抗腐蚀性。三、目前已商品化的 纤维金属复合层合板主要采用玻璃纤维和芳纶纤维。但玻璃纤维存在模量低、 耐热性不理想的缺陷；芳纶纤维抗压、抗扭性能很低，这都难以满足航空航天 工业对受力结构材料越来越高的应用需求。本专利技术的增强纤维选用碳纤维；碳 纤维具有极高的比强度和高比模量的特性。碳纤维复合材料具有质轻、高强、 高模、耐高温、抗氧化等特性，这些特性使其在各个领域被广泛地应用。由于 航空航天方面要求材料重量轻，比模量、比强度高，耐高温、耐磨擦等特点， 故碳纤维复合材料被大量地用于飞机、人造卫星、火箭等航天器的结构部件上。 四、由于环氧树脂具有优良的力学性能、尺寸稳定性、化学稳定性、且粘结力 强，固化方便，介电性能优良，耐化学腐蚀性好，因此是航空航天领域重要的 聚合物基体材料。本专利技术所采用的环氧树脂，其型号为TDE85。它是脂环族 縮水甘油酯型的，其分子结构上带有三个环氧基，有较高的环氧值(0.85左右)。 TDE85环氧树脂粘度低、工艺性能良好、操作简便、无挥发味、固化收縮率 小，反应活性要比一般的脂环族环氧树脂大。五、本专利技术的碳纤维金属复合层 合板可用于航空航天中飞行器的结构材料，如大型民用客机的蒙皮材料，还可 用于汽车的金属覆盖件的替代材料、磁悬浮列车、轻型防弹装甲、舰船、容器、 管道等。六、本专利技术的制造方法简单、容易操作，采用本专利技术的制造方法制成的碳纤维金属复合层合板能满足航空航天中飞行器的结构材料的要求。 附图说明图1是采用本专利技术的制造方法制成的碳纤维金属复合层合板的结构示意图。具体实施例方式具体实施方式一结合图1说明本实施方式，本实施方式的碳纤维金属复本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种碳纤维金属复合层合板的制造方法，其特征在于：所述制造方法是这样完成的：一、表面处理：取三块尺寸和材质均相同的金属板，并对每块金属板依次进行脱脂处理和酸洗处理，最后将其水洗至中性，然后放入烘干箱中烘干备用，所述三块金属板均为铝板或铝合金板；二、缠绕碳纤维复合材料层（１）：所述碳纤维复合材料层（１）是在经步骤一处理后的三块金属板中的其中一块金属板（２－１）上环向缠绕浸过胶液的碳纤维制成，所述胶液由环氧树脂、间苯二胺固化剂及无水乙醇溶剂按照质量比为１∶０．１～０．１８∶０．１５～０．２的比例混配制成的；三、层合板的层压成型；所述层合板的层压成型由以下四个步骤完成：ａ、模具处理；对模具表面涂刷脱模剂处理；ｂ、模压；将经步骤一处理过的另外两块金属板（２－２）分别固装在碳纤维复合材料层（１）的上表面和下表面上并一同放入模具中，合模，之后再放入烘干箱内；ｃ、固化、脱模；将放入烘干箱内的模具采用梯度升温法固化，即从室温加热至５０℃，恒温３ｈ～４ｈ；再加热至８０℃，恒温２ｈ～３ｈ；最后再加热至１２０℃，恒温２ｈ～３ｈ，再在烘干箱内冷却至室温，之后，将模具取出脱模制成碳纤维金属复合层合板。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王荣国，刘文博，赫晓东，樊玉，方一帆，计鑫，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：93[中国|哈尔滨]