制造业的目标是达到第一次即正确这一原则。将这一原则应用于复合材料零件模具的设计过程中，可显著降低时间和制造成本。而通过减少制造或修改的模具数量直到模具的几何形状得到认证就可以达到这一目标。在复合材料结构制造过程中，诱导畸变是不可避免的问题；在新模具设计中为了达到第一次即正确的原则，选择合适的材料模型来模拟工艺引起的变形是非常重要的。为此，英国西英格兰大学的Neoklis Traiforos（第一作者&通讯作者）及其团队在《Composite Structures》上发表了题为“A simulation framework for predicting process-induced distortions for precise manufacturing of aerospace thermoset composites”的文章，研究了固化硬化瞬时线性弹性模型和线性粘弹性材料模型对航空航天复合材料框架加工变形的预测能力，提出了一种基于温度和固化度来改变复合材料弛豫时间的新方法。
为了实现该方法，设计师需要对复合材料结构在制造过程中所受到的扭曲做出精准的预估。通过调整刀具的几何形状可以补偿零件的变形，这种设计方法被称为模具几何补偿法，并广泛应用于航空航天领域，如图1所示。
图1 通过使用模具几何补偿方法对新模具的典型设计过程
该文研究的复合材料系统是由IMS65纤维（由Toho Tenax提供）和EPS600树脂（由Hexion提供）组成的。图2给出了材料建模流程图，其中位移因子的计算函数仅用于粘弹性材料模型。然而，通过替换特定的材料常数或模型（固化动力学模型，CTE常数等），图2中的材料模型方法可适用于广泛的热固性复合材料系统。
图2 材料模型流程图。蓝色表示变量的计算，紫色表示内存访问，橙色表示计算过程的开始或结束，绿色方框仅用于粘弹性材料模型
图3中的广义Maxwell元模型用来拟合这些主曲线，进而来描述树脂的粘弹性行为。
图3 由许多弹性阻尼Maxwell元组成的广义Maxwell元
图4中迭代求解过程所使用的一致切线算子（CTO）被设置在材料模型中，且等于材料的点刚度矩阵。
图4 UMAT求解流程图
该研究的复合材料结构如图5所示，这是空客A350飞机门围结构的一个演示架，它是通过真空辅助工艺对无卷曲织物注射制成的，如图6所示。
图5 研究的复合材料试验框架
图6 树脂浸泡工艺
复合框架是使用凹凸模具制造的。凹螺纹模具由因瓦合金制成，凸螺纹模具由铝制成，如图7所示。图8给出了制造过程。如图9所示，制备的预制件放置在了凹模上。预制件的制造尺寸大于最终零件的尺寸，以允许加工操作而能够得到最终的几何形状，然后将铝膜放置在预制体的顶部，并将整个组件放入真空袋中。
图7 采用的因瓦合金模具和铝膜板
图8 制造流程图
图9 由无卷曲织物制成的预制件
固化周期如图10所示，在注入树脂之前，在烘箱中以2℃/min的升温速率升温到120℃对组件进行预热。同时，树脂也从储存温度-18℃加热到80℃，进而从固体转变为液相，其粘度降低。当组件在烘箱中达到120℃时，开始注入树脂，之后树脂的粘度进一步下降。在树脂注射完成后，组件被加热到180℃的固化温度，加热速度为1℃/min。当固化过程结束时，烤箱中的温度以-2℃/min的速度下降，直到达到室温。
图10 固化周期
如图11所示，框架由6个区域组成，合成框架的壁厚范围为3.43 mm到5.76 mm。
图11 建模框架的有限元网格，由26433个C3DBI实体单元组成
小结
文章所建立的粘弹性模拟框架可更准确地预测材料结构的加工变形。然而，线性粘弹性材料模型运行计算所需要的时间大约是CHILE模型的两倍。另外，基于脱模后零件形状的模具几何补偿方法与工业中经常发生的修边操作一样，会产生不准确的结果。如果目标是提高所采用的模拟框架的准确性，建议使用粘弹性材料模型，以预测航空航天热固性复合材料结构的加工变形。
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