大曲度非旋转体定向有机玻璃透明件的制造_飞机座舱罩的成型

大貌度非旋转体定向有机玻璃透昵件的制缎 一飞机座舱罩的成型 ‘ 徐学鹏 金和 林敦仪 前 ~ 三一贾 定向有机玻璃 (拉伸丙烯酸酚塑料 ) 比普 通浇注殷有机玻璃具有更好的韧性 、 抗银坟性 和抗裂纹扩展能力 , 用这种材料制成的飞机透 明件更耐久和安全 , 因而被广泛应用 。但是定向 有机玻璃还具有另外一种待性 , 即这种受强迫 高弹性变形而取向的高聚物当 受热到一 定 的 温度时 , 取向的大分子由于链的热运动发生解 取向 , 产生回缩 , 材料尺寸失稳 , 进一步升高 温度 , 板材完全恢复到拉伸前的初始状态 , 也 就是说定 向有机玻璃具有热松弛的特性 。 这一 性质给定向有机玻璃零件的制造和应用带来了 新的间题 , 其成型工艺比非定 向有机玻璃困难 和复杂 , 需要有 专门的工艺技术和专用设备。 定向有机玻璃零件的成型方法国外已有报 道 ’‘ 一 “’ , 基本上分两 种方法 : 用 阳 膜或阴模 接触成型和自由成型—真空法或吹塑法 。 双曲面大曲度的座舱罩一般采取上述两种方法相 结合的成型方法 , 我们把它称作模框式 自由吹 塑成型法 , 见 图 1 。 其基本原理和方法是将定 向有机玻璃加热到某一温度 , 在此温度下 , 板 材的刚度急剧降低 , 而又没有发生会导致材料 性能 ,明显下降的热回缩 , 将板材在模具 _ L初弯 预成型 , 然后将夹紧在模具上的预成型件加热 至玻璃化温度以上 , 吹塑至所需要淤外形 。 专 利文献中关于模框式自由吹塑成型模具和工艺 方法 , 存在一些缺点 , 需要改进 。 本研究 目的是应用上述墓本原理和方法 , 发展一种适用于 生产伪定 向有机 玻璃座 舱罩 的成型工艺和设备 , 用国产的定向有机玻璃制 造出可用的飞机座舱罩 。 成 型 试 验 卜 .成型工笆试验 实验室典型缩比 ( 1 : 2 )试验件的成型试 验采用与资料报道基本相 同的工艺方法 , 得到 了预期的结果 , 成型夹具与成型零件见图 2 。 但是 , 采用机械夹紧法毛坯在预成型时需要用 手工操作 , 模具在高温加热箱中 , 操作人员反 复多次进入加热箱进行夹紧操作 , 难于实施生 产 , 而且会由于温度不稳定和毛坯面冷却给 预成型带来困难 , 延长初弯预成型的时间 。 全 尺寸座舱罩试验时 , 在工厂和制造了用液 框压板 毛坯 侧压板 图 1 模框式自由吹塑成型示意图 图 2 「 座舱覃1 : 2缩比件及模具 , 全尺寸座舱盖的成型是与: 拐厂共同进行的 D Y旦, 4 珊l呀l衅eel膝东妈蔑丰荣 峨 {扮气{歹-了氛汽t丁抢了万拓万拓 谧度 , 。 C D Y B一的热松弛曲线 D 一丫正 4 定向有机玻璃其消 向温度在1 18 ~ 120 ℃范围〔“〕。 D Y B一 4在 1均℃ 以上开始产生急剧 的热松弛 , 因此顶成型温度不能超过 1 1 8 ℃ 。 在 n s ~ 1拍 ℃范围内不同批次和不同存放时 间的板材的热松弛曲线见表 1和队。可 以看 出 : 在 11 8 ℃ 以下存放时间短的板材 , 其热松弛一温 度关系基本呈线性 ; 在拉伸度相同几的情况下板 材的存放时间对热松弛值有明显的影响 , 存放 时间长的板材 , 在同一温度下的热松弛值比存 放时间短的板材要大。 这与板材组分中极性基 团吸潮 因素有关 。 吸潮后的 D Y B 一4 定 向有机 玻璃热变形温度下降 , 热松弛明显增加 . ’ , 因 此在选择预成型温度时 , 必须考一虑由于存放而 引起的性能变化。即使是同一时期生产的板材 , 在 1 1 5 一 1 18 ℃范围内 , 同一温度下的热松弛值 仍有由以 2 ~ o , 7 肠的分散值。 因此 , 每块板材 诊,烈识弃滚 压加压夹持的模具系统及工艺补偿冷风系统 , 采用这种系 统全部成型过程 均在加 热箱中进 行 , 其过程如下 : 毛坯加热 : 毛坯置于加热箱内的模具士. , 加热至预定的温度 , 保持一定的时间 。 预成型 : 用悬重法分数次加载使毛坯逐渐 下弯贴摸 , 通过液压使压板合模夹紧毛坯。 吹塑成型 : 加热至吹塑温度并在模腔内充 压 , 调整吹塑压力 , 同时 , 用工艺补侩冷 风 控制成型件顶部形状 , 直至制件特合外形样板。 试验表明液压加压夹紧的模具系统机构简 单 , 加力平稳 、 均匀 , 夹紧力的大小调整方便 , 夹紧可靠 , 吹塑时不易产生滑脱 。 冷风工艺补 偿可以有效地控制成型件外形 。 2 · 试验用材料 D Y B 一4 定向有机玻璃 , 名义厚度为 10 毫 米 , 拉伸度约6 1 肠 。 3 . 成型工艺参数试验 本试验包括预成型凉度的选择和保温时间 的确冠热吹塑温度的选择和吹塑励的试验 ,影响外形尺寸和光学质量的因素的测定等 , 初 弯温度是制 件成型 的最重要的参数 , 用 热松 弛试验〔妇确定板材热松弛值不超过约3呱时的 温度值 , 以此值作为参考 , 确定预成型温度 。 定 向有机玻璃的热松弛值在 3 肠以内 , 板 材或制 件的物理机械性能不会发生显著变化 , 可以作 为 由于成 型工 艺过 程引起 材料 收缩 的允 许 澎 1 了· 4 . 成型件的质凰评定 成型前后材料的热松弛测定 。 成型前后材料能性能变化 : 物理机械性能 和 K , 。‘”】的测定 。 成型仲的外形尺寸和光学质量评定 。 结果与讨论 1 . 成型温度的确定 D Y B 一4 定向有机玻 璃的热 松弛与温度的 关系典型 曲线见 图 3 , 拉伸度为 60 呱左 右的 护寸厂瑞万六扮芍扮布甘奋一一温度 , ‘C 图 4 热松弛与温度的关系曲线 表 1 不同批次板材能热松弛值 吐0)一 81wŽ一3.14.6州79”试验温度C 8 2 一 6一 1一2( 8 3一 2 ) 8 2 一 1 一 1一1( 5 3一3 ) 8 2 一6 一 1 一 1(5 3一 4 ) 8 2 一7 一 1一3( 8 3一 5 ) ⋯竿‘一 2 : 2 ⋯} 气8 3一 6 ) 」 8 0 一 9一1一2( 8 3一 9 ) 1 1 5 土1 6 1 1 7 “ ” ⋯ 3 禅 { 匕 ‘ ⋯ j ‘ ” } 艺 ’ ” ⋯ , 1 二 .少_ 」_ 二f... 份 _ _ ~ rlw 二 _叶一 公一 ‘ . 2 』 杰一 r 。黑一忌 . 2 。 8 , 6 3 适用的预成型温度必须由实验确定 . 对新生产 D Y B一引均板材: 预成型温度一般可选择 1 15 “ 1 1 7 ℃ 。 吹塑成型温度则要求不严格 , 一般来说 , 吹塑温度要尽可能高些 , 但温度太高制件外形 又往往不 易控制 , 而 一且 有可能破 裂 , 宜 选择 14 5 ~ 15 : ℃ 。 曾连续进行 g 块拉伸板材 的座舱 盖成型试验 ,采用的成型参数为 : 预成型 1 15 ℃ x 80 分钟 ; 两侧悬重分三组各26 k黔 吹塑温度 15 。℃ , 吹塑压力 0 . 7 ~ 1. o k g / c m Z 。 _ 曾以不同丁艺条件进行成型试验 , 试验结 果见表 2 。 . 由表 2 发现 , 8 0 一8 0 2成型件的拉伸度比成 型前的板材降低3 呱 , 与78 一X 和 79 6相比 , 其预 成型温度较高 , 保持 时间较长 。 定向有机玻璃 的热松 弛不仅与预成型温度有关 , 同时 , 由于 在预成型温度下 , 材料的尺寸处于不稳定状态 , 随着保持时间配延长 , 材料收缩增加 , 热松弛 值增长 。 因此 , 高的预成型温度 , 较长的保持 时间 , 会导致成型件热松弛值增加 , 拉伸度降 低 。 而较低的预成型汇犷度 , 热松 驰对时间献依 赖关系则较小 。 2. 成型前后材料性能的变化 . 成型前后材料的拉伸度的变化。 拉伸板材 和从成型件上切取的试样用热松弛试验结果计 算得到的材料拉伸度见表3 ~ 4 。 从表3可看出 , 成型件材料傲拉伸度有显著献提高 , 说明材料 在成型时经过热吹塑 , 进一步受到拉伸 。 但是 表 4 酌数 据表明 : 座舱罩成型时成型件在不同 部位不同方向材料受拉伸程度并不均衡 , 在热 吹塑时 , 成型件下侧受拉伸程度较小 , 中部稍 大 , 顶部受拉伸最大 ; 成型件各个部位材料纵 向的拉伸度没有提高 , 甚至稍有降低 , 而各个 部位材料横向的拉伸度均有显著提高 , 顶部提 高约 15 肠 , 拉伸度达 7 5 肠 。 表 3和表4中同一零 件拉伸度数据的差异是由于热松弛试验的试样 前者未压平 , 后者是压平后再进行试验所致 。 从成型前后各个部位材料的厚度的测量结果亦 表 2 不 同工艺条件对成型件热松弛的影响 成 型 工 艺 参 数 热松弛务 , 1 40 ” C x 6 小时试 验 号 ⋯ 预 成 型 吹 塑 { 7 8 一X 1 1 0、 1 1 S O C : 保持 4 。~ 50 分钟 1 4 5、一6 0 ’ C 2 0、 3 0分钟 , 压力。· 7“ 1 . 2 k g / e 二 2 成 型 前 } 成 型 后 一 ⋯_ 、。. 7 { D 二 。9 肠 门.J 7 9 一6 1 1 5 ’ C保持 s c” 8 5分钟 1 4 0、 1 5 0 0 C保持 5 0分钟 , 吹塑 7 ~ 8分钟 , 压力、 。. 7 k g / e m Z 3 7 . 9 1 D = 6 1% 8 0 一 8 0 2 1 1 5 “ C保持 x 4 5分拼, 1 4 5 ’ C 1 6分钟 , 压力 。. 9 ~ 1 . I k g /c m “ 3 4 . 6 8 D 等 若 = 5 3 肠 3 3 . 4 4 D 一 5 0肠 釜该批板材的热变形温度较低 , 苦 开 D一一 拉伸度。 表 3 成型前后材料的热松弛值 、二 二 %一一二= 二, = 二 刁 二一二二 二 = 二二写 男 二 二二 ~ 二 = 二二二一 一二 二= 二 二一一舀~一二一二二刁 七漓二刃一 二翔 ‘防 诵~ 一 ~ 自. ~ ~ 一 J~ ‘‘‘‘‘ ‘一一二一 - = 二~ 二= , . 四二 . = 旧‘ ~ 卜~ 一一~ ‘‘ = ‘ 二二: 二,r } }热松弛肠 , 1 1。 c x 6刁、时 一热松弛 (拉伸度 , 肠 ), 1 4扩 c 只 1小时试验 板 号 { 测试方 向 一-一一- -- -—一一— -一- -一-一 一一- -一 - - - - -一-一—一一—} { 平 板 一成 型 件 } 平 板 } 成 型 件_ _⋯一共公生⋯口二二止止止止盆 · 拉伸度知一 (省、一 1 ) 又 100 * 计算 , s一热松弛值 表 刁 成型件不同部位不同方 向热松弛值 ’ (试验条件 : 14 5℃ X l小时 ) . . 国 ‘协阅. “. . . . . . . 日 一刽‘. . . .曰‘ . . . . ‘ . . . . . , . . . . . . ‘ 二一 ‘一 二一二 , 一出艺二 ~ 二 二一“ 口二 巴趁一笃越如i谁臀 ’到哪“ 尸 2 { 3 $ 3 ! “洲 3 8 · 3 甲“谈 _ _ ’可 ⋯3”.3 ⋯“5 ⋯连’·“ { 7 。 尸2 · 7 ⋯7 5望全二 些生竺上竺二竺且卫1 土兰兰‘ _竺_ _平 均 ⋯3 8 · 7 { 6 3 { 3。· 5 ⋯6 5 { ,。· 3 } 。3 ‘试验板号 82 一7一1一4 (8 3一8 ); 曲面试样经过压平 。 验证了上述的变化 。 成型件 、不同部位不同方 向 拉伸度的差异与成型件的形状和次塑时纽受力 状态有关 , 亦与不同部位材料越受热状况和温 度分布有关 。 座舱罩定向有机玻璃横向拉伸度 的提高 , 在使用中有实际意义 , 座舱罩零件上 的裂纹往往朝纵 向发展导致最终破裂 , 而横向 韧’性的提高可能减缓纵向裂纹的扩裂速率。 成型前后材料物理性能的比较 。 成型前后 材料的性能变化见表 5 。 可 以看出 , 成型前后 材料的力学性能没有明显的变化 , 成型后材料 的 K : 。值降低可能由于从成型件切取的带弧度 试样试验时不对称受载而引起 。 3 . 影响透 明件光学质量 和外形尺寸的因 素 成型件的光学质量和外形尺寸受到加热箱 的温度分布 、 成型模胎的结构和尺寸 、 成型过 程的工艺控制和参数的影响 。 加热箱温度分布不均匀 , 温差大会影响成 型件各个部位的温度分布 , 成型毛坯上的温度 分布不均匀将导致热吹塑时材料受拉伸和局部 厚薄不均匀 , 使成型件产生光学缺陷 。 考虑到使成型件周边与座舱罩骨架之间的 配合间隙尽可能小 , 最初的模具尺寸较小 , 成型 件周边的切割边均压入模具前后弧框和两侧的 压板内 , 结果在成型件的周边沿压板的内侧部 位形成折光带 , 同时也是应力集中区 , 这对其 后与加强边的胶接有不利的影响 。 其后 , 将模 具的纵向尺寸加大 (成型件毛坯的前后弧压板 表 5 成型前后材料傲性能 帝 试试样状态态 伸 拉 强 度度 拉 伸 模 量量 屈服延 伸率率 K l。。 应力溶剂银纹纹 kkkkk g / C m ::: x l o 4 k g / c m ,, 帕帕 k g / c m “, 忍忍 女g /c m ““ 板板 材材 9 1 444 3 . 5 777 8 . 222 2 3 222 · ‘ 14 9 . 9 厂厂 成成 型 件件 9 2 444 3 . 4 谁谁 8 弓弓 1 7 999 1 6 6. 6 - --- 器成型件试样未压平 , 取样部位为下侧 , 试样长度方向为纵 向。 移至切割线外 ) , 结果消除了成型件前后弧的 折光带 , 同时也能满足前后孤处的配合间隙要 求 。 若将模具两侧放大 (成型件毛坯的两侧压 板移至切割线外 ) , 成型件两侧的折光区亦能 得到改善 , 并消除应力集中区 。 热吹塑过程中成型件工艺补偿冷风的控制 是保证座舱罩航向顶部具有流线外形的重要方 法 , 它可以避免 由于曾经采取用织物隔热的方 法可能带来的对成型件的光学损伤 , 并且比较 客易控制 。在热吹塑温度下 , 保持时间的长短对 成型件压板附近的折光 区的大小有一 定影响 。 保温时间长 , 折光区较宽。反之 , 保温时间较 短 则折光区较窄 。其原因是 , 加热时向长庄板内侧 的玻璃受热较压板压入部分充分 (由于模具周 边是用冷却水冷却的) , 由于温度差引起材料刚 性差 , 吹塑时变形不均匀 , 形成较宽的折光区。 用改进了的模具和确定的工艺控制方法和 工艺参数 , 制得了光学质量和外形尺寸基本满 意的歼击机座舱罩 。 确定了 4 号定向有机玻璃座舱罩 的成型工 艺参数 ; 用确定的参数制造出的座舱罩 , 与成 型前的拉伸板材比较 , 材料的物理一机械性能 不降低 。 4 号定 向有机玻璃在存放过程中 , 性能会 发生变 化 。 因此 , 对每一块成型板材 , 应 一单独 确定其预成型温度。 预成型温度可由测定材料 的热松弛值不大于 3肠时的温度来确定 。 参 考 文 献 结 论 液压加压夹持的模具系统和工艺补偿冷风 系统 , 可用于模框式自由吹塑成型 , 并制造出 光学质量和外形尺寸满足要求的定向有机玻璃 座舱罩 。 〔1〕R . J . C za p p a n d J , E . Ja m e s o n , M e t h o d fo r F r e e F o r m in g o f s士r e t eh e d s h e亡t M a te r 讯1 , B P8 g s , 09 5 ( 19 62 ) . 〔2〕R . J. C la p p e t a l, P r o e e s s fo r fo r m in g o f s tr e t e h o d S五e o t M a t e r ia l, u S PZ , (1 9 5。)8 9 7 , 5咬e ; U S P R e 2 5 , 2 0 2 (1 9弓2 ) . 〔3〕G . S e h r e y e r a n d M . B u e k , Pr o e e s s in g 5 tr e t c h e d A c r y lic s h e e tin g , B r it ; s h Pla s t于e s , 一 5 . 1 0 6 5 , V o l. 连生, N o s . (4〕定向有机玻 璃热 松弛测定方法 , 航 空工业部 6 2 r所 ( r g名2 ) 。 〔5〕有机玻璃断裂韧度试验方法 , 航空工业部 6 21 所 ( 19 81 ) 。 郎〕史伟琪、 黄正云 、 张际星 , 定向有机玻璃消向 应力和消向温度 , 《航空材料》1 9 8 3年第1期 。 〔幻 史伟琪等 , 取向甲基 丙烯酸 酚本征性能研 究 《科技资料 》, 第三机械工业部6幻所(198 0) 。 X M 一1乐 X M 一le密封剂 和乙丙橡胶三个航标通过鉴定 1 9 8 4年3月 5 日至7 日在北京召开 了X M 一1 5 、 X M - 16 密封剂和 乙丙橡胶 航空标准审定会 , 航空工业部有 关厂、所 、化工部沈阳油漆厂 、空军和 民航等共 23 个单位 3 。名代表参加了会议 , 对六二一所和沈阳 油漆厂共同 起草的 《X M 一15 聚硫型室温硫化密封剂 》、 《X M 一16 聚硫型室温硫化密封剂 》两个材料标准和六二一所起 草的《耐大气和磷酸醋掖压油三元 乙丙橡胶》一个规 范性标准进行了认真修改和审定 , X M一1 5 、 X M一16 两 种密封剂在航空工业上已生产使用20 年 , 质量稳定: 国产三元乙丙橡胶在三叉戟、 波音等民航飞机上亦使 用 了九年以上 , 质量达到国外同类材料的水平 。 代表 们一致认为 :两个密封剂标准比原企业标准更加严密 , 检测更加合理 ; 乙丙橡胶的航标制定 , 有利于产品质 量的提高和国内外同类材料的互换使用。 与会代表还 建议今后在生产使用中不断积累数据 , 不断更新测试 方法 , 以满足国际交往日益扩大和发展的需要 . 杨学衡 )