本发明涉及碳纤维复合材料注塑领域，具体涉及一种格栅的注塑成型方法。
背景技术：
1、格栅结构具备非常高的结构效率，特别是对结构重量要求非常高的航空航天领域应用的优势更加明显，例如飞机的反推装置系统中的格栅结构。但由于目前该结构主要为钢材，结构重量仍然很大。随着轻量化的发展，复合材料具有高强、质量轻等优点，使其在航空航天已经有广泛应用，而反推装置系统中应用的格栅结构，由于尺寸较大，结构相对复杂，采用常规复合材料手工铺贴后加热成型，存在模具复杂、铺贴困难等问题，严重限制了复合材料格栅结构的应用范围。注塑工艺可以避免料片铺贴困难的问题，但是注塑工艺不能单点一次注胶完成填充大尺寸制件的注塑填充，需要采用多点分段注胶才能完成大尺寸制件的注胶填充。多点分段注胶会出现注胶结合线，通常结合线处容易出现力学性能缺陷，不能满足航空应用环境。
技术实现思路
1、本发明为了解决现有技术中存在的问题和不足，提供一种格栅的注塑成型方法，能控制注胶结合线的位置出现在肋筋位置，以解决现有技术中格栅注塑中注胶结合线出现在其他位置带来的力学性能缺陷问题。
2、为实现上述技术目的，本发明的技术方案如下：
3、一种格栅的注塑成型方法，包括：根据格栅同一方向上的肋筋条数设计注胶点的数量，所述同一方向上的肋筋条数记作n，则所述注胶点数量为n+1。
4、在另一实施方案中，所述n+1个注胶点沿肋筋排列方向设置，其中一个注胶点设置在与格栅肋筋同向的一条格栅侧边上，且位于该侧边居中位置，记为第一注胶点，其余n个注胶点分别设置在对应格栅n条肋筋居中的位置，按照离第一注胶点的距离从近到远，依次序记为第二注胶点、第三注胶点……第n+1注胶点。
5、在另一实施方案中，所述格栅的注塑成型方法，包括n+1段注胶阶段。
6、在另一实施方案中，所述格栅的注塑成型步骤包括：
7、第一阶段注胶，所述第一注胶点先开启进行第一阶段注胶；
8、第二阶段注胶，当第一阶段注胶的注胶位置到达紧邻的第一肋筋时，该第一肋筋位置的第二注胶点开启，与第一注胶点共同开始第二阶段注胶；
9、第三阶段注胶，当第二阶段注胶的注胶位置到达第二肋筋位置时，该第二肋筋位置的第三注胶点开启，与第一注胶点、第二注胶点共同开始第三阶段注胶；
10、……
11、第n+1阶段注胶，当第n阶段注胶的注胶位置到达第n条肋筋位置时，该第n条肋筋位置的第n+1注胶点开启，与此前已开启的n个注胶点共同开始第n+1阶段注胶。
12、在另一实施方案中，所述第n+1阶段注胶位置到达与第一注胶点相对的格栅另一侧边缘时，开启保压阶段。
13、本发明的有益效果：
14、本发明提供了一种格栅注塑成型方法，相比现有技术，将注胶点位置设计在对应格栅肋筋的位置，并且分段注塑，能有效控制树脂在模具内的填充方向，将塑胶结合位置控制在肋筋位置，增强产品强度；此外，树脂在模具内单一方向流动，有利于空气排出，避免了产品孔隙生成。
1.一种格栅的注塑成型方法，其特征在于，根据格栅同一方向上的肋筋条数设计注胶点的数量，所述同一方向上的肋筋条数记为n，则所述注胶点的数量为n+1个。
2.根据权利要求1所述的一种格栅的注塑成型方法，其特征在于，所述n+1个注胶点沿肋筋排列方向设置，其中一个注胶点设置在与格栅肋筋同向的格栅侧边上，且位于侧边居中位置，记为第一注胶点，其余n个注胶点分别设置于对应格栅的n条肋筋居中的位置，按照离第一注胶点从近到远，依次序记为第二注胶点、第三注胶点……第n+1注胶点。
3.根据权利要求2所述的一种格栅的注塑成型方法，其特征在于，包括n+1段注胶阶段。
4.根据权利要求3所述的一种格栅的注塑成型方法，其特征在于，注胶步骤包括：
5.根据权利要求4所述的一种格栅的注塑成型方法，其特征在于，所述第n+1段注胶到达与第一注胶点相对的格栅另一侧边缘时，开启保压阶段。
