采用熱塑性預(yù)浸料帶A PC-2/A S4進(jìn)行了熱芯和火焰兩種方法的纏繞研究，分析了兩種方法成型時(shí)預(yù)浸料帶的溫度-時(shí)間過程和兩種方法下工藝參數(shù)對成型質(zhì)量及內(nèi)應(yīng)力的影響。結(jié)果顯示：熱芯纏繞時(shí)制件的厚度受芯模溫度限制，而火焰纏繞則不受限制。熱芯纏繞時(shí)，纏繞張力和預(yù)浸料帶的樹脂含量是影響制件質(zhì)量的主要因素。

     近年來，先進(jìn)熱塑性復(fù)合材料以其極好的韌性、低吸濕性及無限長的貯存期等突出特點(diǎn)逐漸被視為航空航天等先進(jìn)產(chǎn)業(yè)中熱固性復(fù)合材料潛在的替代材料。同常用的熱固性復(fù)合材料相比，熱塑性復(fù)合材料成型時(shí)一般需要較高的溫度。常用的熱固性樹脂固化溫度為250℃以下，如BM I、環(huán)氧等，而PEEK等熱塑性復(fù)合材料成型溫度在350℃以上。同時(shí)先進(jìn)熱塑性復(fù)合材料的成型壓力較大（常在SMPa以上），而熱固性復(fù)合材料的成型壓力在1M Pa以下。較高的成型溫度和較大的成型壓力使得先進(jìn)熱塑性復(fù)合材料的制造成本很高，這是目前先進(jìn)熱塑性樹脂基復(fù)合材料在航空航天上的應(yīng)用尚不普遍的根本原因之一。因此，開發(fā)新的或改進(jìn)現(xiàn)存的復(fù)合材料成型方法降低先進(jìn)熱塑性復(fù)合材料的制造成本是提高其在航空航天上應(yīng)用水平的關(guān)鍵所在。

       在諸多復(fù)合材料成型方法中，纏繞技術(shù)能較好地實(shí)現(xiàn)低成本和高效率的結(jié)合。對熱塑性復(fù)合材料而言，該方法有著不同于熱固性復(fù)合材料的優(yōu)越性，即熱塑性復(fù)合材料易于實(shí)現(xiàn)“原位”成型，以省去如熱固性復(fù)合材料所需的“后定型”（固化）環(huán)節(jié)，從而進(jìn)一步提高制品的生產(chǎn)效率。所謂“原位”成型，即在纏繞過程中，線材（或帶材）在芯模上鋪貼與定型（熱固惟復(fù)合材料為固化）可同時(shí)完成，而“后定型”則需另一個(gè)獨(dú)立的步驟才能完成。

       熱塑性預(yù)浸料纏繞過程中實(shí)現(xiàn)預(yù)浸料的鋪貼和定型的加熱方式很多，如：激光、熱氣槍、紅外線和火焰等方法。各種方法適用于不同場合。本文中介紹兩種加熱方式：芯模加熱（熱芯法）和火焰法。兩種方法的物理過程略有不同。熱芯法成型時(shí)，在纏繞過程中制件整體處于受熱狀態(tài)中?；鹧娣ǔ尚蜁r(shí)，理論上僅有纏繞點(diǎn)局部處于受熱狀態(tài)。二者經(jīng)受的熱歷史不同，反映在制件的成型能力及成型的熱應(yīng)力等方面均有所不同。

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