热塑复材的来龙去脉1-开篇
本文摘要：（由ai生成）
本文主要介绍了原位固结技术在商用飞机领域的应用和发展。经过 30 多年的发展，原位固结技术有望消除紧固件和热压罐，实现集成的多功能机身。该技术使用热塑性基质，可通过将浸渍的增强件快速加热到热塑性聚合物基体的熔融温度，然后在将胶带或丝束放置在工具和/或先前放置的层压板上时施加压力来实现固结。虽然该技术具有明显优势，但由于航空航天业为变革付出的代价高昂，材料替换需要大量且昂贵的测试和重新认证，因此尚未得到广泛应用。
经过 30 多年的发展，原位固结技术 有望消除紧固件和热压罐，实现集成的多功能机身。
由 FIDAMC 、Accudyne Systems 和 Automated Dynamics（现为 TSS Albany 的 Trelleborg）（从左至右）原位固结的热塑性复合材料零件。 上图为 TSS Albany 的现场固结热塑性复合材料 尾梁结构。
60 多年来， 复合材料一步一步地进入商用飞机。在每一个阶段，他们都证明了自己能够形成具有所需 强度、刚度和几乎不存在缺陷（表面孔隙率和看不见 的内部空隙）的越来越关键的飞行部件，这些缺陷可 能是随着飞机老化而导致未来损坏的根源。直到最近，通过真空袋固结和通常在固化过程中在高热压罐 中暴露于高温和高压下数小时的组合，保持了接近无 孔隙的标准（<1%的孔隙率）。近年来，烘箱可固化 树脂（可以在没有热压罐的情况下固结到可接受的空 隙含量的系统）的开发有助于缩短固化周期， 并且由 于烘箱的操作成本低于热压罐， 因此减少了生产零件 所需的时间和费用。同时，自动纤维缠绕、自动胶带 铺设（ATL）和自动纤维铺设（AFP）设备在许多应用 中取代了手工铺设， 大大提高了零件层压的速度。尽 管这些系统配备了在放置后立即压缩材料的辊，以确 保粘合并避免形成会产生空隙的气穴，但层压板的固 结通常仍发生在两步过程的第二步中，即在真空袋下、在热压罐、烘箱或其他加热设备（如加热工具） 中。这种技术状态持续存在，至少部分是因为今天经 过认证的航空复合材料主要是基于热固性的。
还有一种选择。事实上，这种情况已经存在了几 十年。被称为原位固结，意思是就地固结。关键是使用热塑性基质，而不是热固性基质。热塑性材料在加 热到熔化温度时是液体，在冷却时固化，但不需要像 热固性材料那样交联。然后，热塑性复合材料（TPC）的固结可以通过将浸渍的增强件快速加热到热塑性聚合物基体的熔融温度， 然后在将胶带或丝束 放置在工具和/或先前放置的层压板上时施加压力来实 现。真正的原位固结（ISC-in-situ consolidation）是一个一步 到位的过程——在纤维铺设或胶带铺设完成后，不需要进一步的加热或加压步骤。
消除制造过程中一个完整而昂贵的步骤的影响是 如此重要和明显，以至于人们可能会问，为什么不是 每个人都已经在做了？ 首先（还有其他原因有待讨论），航空航天业为变革付出了非常高昂的代价。材 料替换不可避免地需要大量且昂贵的测试和重新认证。
两步固结热塑性复合材料是原位固结的替代方案， 如图所示，通过 NLR 制造的航空发动机挂架结 构（左）和 GKN Fokker 制造的用于飞机尾部的 长桁加劲扭箱部件（右）。
也就是说， 两步合并的 TPC 已经在选定的飞机应 用中使用。尽管它们的加工温度远高于热固性材料— —接近 400°C，而初级结构为 180°C/350°F——但 它们的循环时间要短得多，因为 TPC 只需要冷却而不 需要交联。热塑性塑料本身也是坚韧的，不需要特殊 的配方来提供飞机应用所需的抗疲劳性。此外，由于 热塑性塑料可以重新加热和改造， 因此可以进行焊接 （这是一种节省成本、无紧固件的组装选择）。随着 飞机行业追求的材料和加工选择将使生产速度达到至 少 60 架飞机/月，并支持下一代飞机所需的数字化制 造、多功能结构和可持续性， TPC 已成为领先者。在 最近完成的大型飞机示范项目中， TPC 是首选材料，这一比例令人印象深刻。
