阅读说明：本技术 一种热塑性复合材料点阵夹芯结构的激光辅助原位成形方法 (Laser-assisted in-situ forming method for thermoplastic composite material dot matrix sandwich structure ) 是由 吴东江 苗秋玉 戴智弘 牛斌 马广义 牛方勇 于 2020-05-27 设计创作，主要内容包括：一种热塑性复合材料点阵夹芯结构的激光辅助原位成形方法,属于复合材料技术领域。针对现有热塑性复合材料点阵夹芯结构制备工艺复杂、机械加工易引入材料损伤、面板与点阵芯层界面强度低、难以实现原位成形或修复等问题,本发明提出采用激光辅助原位成形的方法,在复合材料基板和点阵芯模上成形出连续点阵芯层结构,填充芯模,然后在其上仍采用激光辅助原位成形的方法逐层制备面板,将芯模溶解,形成热塑性复合材料的连续点阵夹芯结构。本发明可实现点阵夹芯结构的原位成形或修复,制备过程易于实现自动化；激光热源定域可控,扩大了点阵夹芯结构的自动化成形尺寸范围；点阵单元间连续,面板与点阵芯层熔融连接,充分发挥复合材料的承载潜力。(A laser-assisted in-situ forming method for a thermoplastic composite material dot matrix sandwich structure belongs to the technical field of composite materials. Aiming at the problems that the existing thermoplastic composite dot matrix sandwich structure is complex in preparation process, material damage is easily caused by machining, the interface strength of a panel and a dot matrix core layer is low, in-situ forming or repairing is difficult to realize and the like, the invention provides a method for laser-assisted in-situ forming, a continuous dot matrix core layer structure is formed on a composite substrate and the dot matrix core mold, the core mold is filled, then the panel is prepared layer by layer on the core mold by still adopting the method for laser-assisted in-situ forming, and the core mold is dissolved to form the continuous dot matrix sandwich structure of the thermoplastic composite. The invention can realize in-situ forming or repairing of the lattice sandwich structure, and the preparation process is easy to realize automation; the laser heat source is controllable in localization, and the automatic forming size range of the dot matrix sandwich structure is expanded; the lattice units are continuous, and the panel is connected with the lattice core layer in a melting way, so that the bearing potential of the composite material is fully exerted.)

一种热塑性复合材料点阵夹芯结构的激光辅助原位成形方法

技术领域

本发明涉及一种热塑性复合材料点阵夹芯结构的激光辅助原位成形方法，属于复合材料技术领域。

背景技术

纤维增强热塑性复合材料因其比强度高、耐热性好、可重复使用，显著降低能源消耗，提高飞行器续航能力，在航空航天、交通运输等领域有着巨大的应用前景，且点阵夹芯结构较高的比强度和比刚度可使热塑性复合材料的潜力进一步增大。目前的复合材料点阵夹芯结构主要以手工制作为主，制备工艺复杂、成形效率低，且成形结构性能难以控制和保证，限制了热塑性复合材料点阵夹芯结构的应用。

中国专利CN 107234818 A公开了一种高性能热塑性复合材料金字塔型和X型点阵夹芯板及其制备方法，该发明专利采用热冲压方式制备复合材料的点阵芯子，简化了芯子的制备过程，但工艺过程涉及预浸料的压制、切割、热冲压和焊接，难以实现原位自动化成形。

中国专利CN 107336477 A公开了一种纤维增强热塑性复合材料点阵夹芯结构及其制备方法，该发明专利分别加工上下面板和波纹芯子，并采用加强胶柱提高了芯子与面板的连接强度，但工艺过程仍较复杂，包括面板制备与打孔、芯子的制备以及通过加强胶柱实现面板与芯子的连接，易引入材料损伤，且工艺繁琐复杂，制造成本较高。

中国专利CN 107487001 A公开了一种连续纤维热塑性复合材料点阵夹芯结构及制备工艺，该发明专利先编织热塑性丝带预浸料以形成网状织物，再采用局部加热和压头冲压，形成点阵夹芯结构芯材，最后将点阵芯材与面板粘接，实现了连续纤维热塑性点阵夹芯结构的制备。但由于点阵芯材制备过程中需要上下冲压模具合模，故难以实现热塑性复合材料点阵夹芯结构的原位成形。

论文《碳纤维增强聚苯硫醚复合材料激光加热原位成型过程中的温度场》中采用激光辅助加热自动铺放成形技术制备热塑性复合材料平面层合板，该项技术的使用多局限于简单平板结构。本发明是以此技术为基础，并采用可溶性芯模，制备热塑性复合材料点阵夹芯结构。

发明内容

为了解决热塑性复合材料点阵夹芯结构制备工艺复杂、机械加工易引入材料损伤、面板与点阵芯层界面强度低、难以实现原位成形或修复等问题，本发明提供一种热塑性复合材料点阵夹芯结构的激光辅助原位成形方法，加工柔性大，易于实现自动化，且利用热塑性材料可重复加热的特点实现面板与点阵芯层熔融连接，实现了连续纤维增强热塑性复合材料点阵夹芯结构的原位成形，有助于发挥热塑性复合材料点阵夹芯结构在航空航天、汽车交通等领域的巨大应用潜力。

本发明采用如下技术方案：

一种热塑性复合材料点阵夹芯结构的激光辅助原位成形方法，完成该方法的装置包括相互耦合的激光热源1、光束调整器2、同步压辊3和送料装置4，它们起到加热、压实和送料/张紧/裁剪的作用；点阵芯模6排布在基板5上，形成点阵芯模阵列。

所述的同步压辊3的半径不超过点阵芯模结构圆角半径。

所述的点阵芯模6为水溶性芯模，点阵芯模6溶解溶液为水；点阵芯模6通过热塑性树脂作为粘接剂进行固定。

激光辅助原位成形方法具体步骤如下：

步骤1：通过送料装置4将热塑性预浸料送至点阵芯模6上，使用激光热源1，通过光束调整器2获得合适的光斑形状及尺寸，对热塑性预浸料进行加热，同步压辊3将加热熔化的热塑性预浸料压实在点阵芯模6上；

进一步的，步骤1中激光热源1的光斑类型选用圆形或矩形光斑，所用激光功率密度为5-30W/cm²，成形速度为500-1200mm/min，同步压辊3压力为10-70N。

进一步的，步骤1中激光光斑的宽度大于热塑性预浸料的宽度。

进一步的，步骤1中加热温度的控制以热塑性树脂的熔化温度T_m和热分解温度T_deg为依据，加热温度控制在(T_m+50℃)-(T_deg+50℃)范围内。

所述的粘结剂与热塑性预浸料中的树脂为同种材料；热塑性预浸料中，纤维为碳纤维、玻璃纤维、硼纤维或芳纶纤维，热塑性树脂为聚醚醚酮、聚芳醚酮、聚醚酮酮、聚苯硫醚、聚酰亚胺或聚醚砜。

步骤2：旋转成形路径，热塑性预浸料在点阵芯模阵列上相互交叉，形成第一层点阵芯层结构；

步骤3：重复步骤1和步骤2，直至点阵结构杆件7的厚度满足要求；

步骤4：将与点阵芯层结构对应的上芯模组装至现有结构上，形成上平面，继续使用激光辅助原位成形方法制备面板，直至面板厚度达到设计要求；

进一步的，步骤4中上芯模所用材料与点阵芯模6所用材料相同。

进一步的，步骤4中组装上芯模后形成的上平面，与点阵芯层结构顶点处高度保持平齐，在激光辅助原位成形方法下形成的面板与点阵芯层结构实现熔融连接。

步骤5：将所得“基板-点阵芯层-基板”结构浸入溶液中，对点阵芯模6溶解处理，得到热塑性复合材料的连续点阵夹芯结构。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提出激光辅助成形热塑性复合材料的方法，可实现点阵夹芯结构的原位成形或修复，且利用热塑性树脂可重复加热的特点实现结构件一体成形，可提高面板与点阵芯层界面强度，便于实现自动化生产，极大地提高了成形效率。

(2)本发明采用激光作为制备热塑性复合材料点阵夹芯结构的热源，通过光束调整器可实现光斑形状和尺寸的调整，从而具有能量密度定域可控的特点，可实现小尺寸高密度点阵夹芯结构样件的自动化制备，扩大了点阵夹芯结构的自动化成形尺寸范围。

(3)本发明所得点阵单元间连续，未引入材料损伤，可充分发挥复合材料的承载潜力。

上述有益效果可解决热塑性复合材料点阵夹芯结构制备工艺复杂、机械加工易引入材料损伤、面板与点阵芯层界面强度低、难以实现原位成形或修复等问题，有助于发挥热塑性复合材料点阵夹芯结构在航空航天、汽车交通等领域的巨大应用潜力。

附图说明

图1所示为热塑性复合材料点阵夹芯结构的加工示意图。

图2所示为点阵芯模尺寸与同步压辊尺寸示意图，其中R₁为压辊半径，R为点阵芯模圆角半径，α为点阵芯模角度。

图中：1激光热源，2光束调整器，3同步压辊，4送料装置，5基板，6点阵芯模，7点阵夹芯结构杆件。

具体实施方式

下面结合附图以及实施例对本发明做进一步详细描述。

步骤1：选用角度α为120°、圆角半径R为4mm的水溶性四棱台点阵芯模6，粘接剂选用PEEK树脂，熔融后将点阵芯模6固定在连续碳纤维增强PEEK复合材料板5上；

步骤2：通过送料装置4将宽度为5mm、厚度为0.14mm的连续碳纤维增强PEEK预浸料铺放在点阵芯模6上，通过光束调整器2对激光光束形状和直径进行调整，得到功率密度为15W/cm²的圆形光斑激光热源1，对铺放至点阵芯模6上的预浸料进行加热，成形速度为800mm/min，材料峰值温度为525℃，其后半径R₁为3mm的同步压辊3将加热熔化的预浸料压实在点阵芯模6上，所用压力为30N；

步骤3：成形路径旋转90°，预浸料在点阵芯模6上相互交叉，形成第一层点阵芯层结构；

步骤4：重复步骤2和步骤3，直至点阵结构杆件7的厚度达到1mm；

步骤5：将与点阵芯层结构对应的上芯模组装至现有结构上，形成上平面，继续使用激光辅助原位成形方法制备面板，直至面板厚度达到1mm；

步骤6：将所得“基板-点阵芯层-基板”结构浸水，对点阵芯模6溶解处理，得到热塑性复合材料的连续点阵夹芯结构。