CN101342942B

CN101342942B - 翼型框架与蒙皮一次性固化成形工艺方法

Info

Publication number: CN101342942B
Application number: CN2008101369770A
Authority: CN
Inventors: 马献林; 张玉龙
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2008-08-21
Filing date: 2008-08-21
Publication date: 2011-01-12
Anticipated expiration: 2028-08-21
Also published as: CN101342942A

Abstract

本发明提供了一种翼型框架与蒙皮一次性固化成形工艺方法。它采用内置可拆卸分组模具，模具在横向上由纵梁分割形成不同的模具组，每组由一组模块和中心滑轨组成，每组中的模块与其中心滑轨可相互滑动并在成形后依次从型腔中取出；在所有隔框、纵梁处设有与框架外形一致的凹槽；翼型纵梁腹板为复合材料与“I”形合金板的组合体；隔框纤维采用缠绕法在凹槽内铺设；完成框架纤维铺设后，统一铺设蒙皮纤维，与隔框一样形成口盖边缘框；之后在外表面置真空袋，采用真空膜压法注脂成形，根据纤维树脂基体复合工艺要求利用电子束加热或在高温炉中加热或常温固化技术实现框架与蒙皮一次性固化成形。本发明零件少，重量少，生产周期短，成本低，抗蚀能力、抗疲劳能力提高2倍以上，安全系数高。

Description

翼型框架与蒙皮一次性固化成形工艺方法

(一)技术领域

本发明涉及飞机制造技术，具体涉及一种翼型框架与蒙皮固化成形技术。

(二)背景技术

传统翼型框架与蒙皮成形工艺是先组装翼型金属框架，框架中有梁、肋板、长衍；之后再铆接或胶接蒙皮，所需零件数量较多，工艺复杂，效率低；同时重量大，耐蚀能力、耐疲劳能力低，运营成本高。

(三)发明内容

本发明的目的在于提供一种零件少，重量少，生产周期短，成本低，抗蚀能力、抗疲劳能力提高2倍以上，安全系数高的翼型框架与蒙皮一次性固化成形工艺方法。

本发明的目的是这样实现的：采用内置可拆卸分组模具，模具在横向上由纵梁分割形成不同的模具组，每组由一组模块和中心滑轨组成，每组中的模块与其中心滑轨可相互滑动并在成形后依次从型腔中取出；在所有隔框、纵梁处设有与框架外形一致的凹槽；翼型纵梁腹板为复合材料与“I”形合金板的组合体；隔框纤维采用缠绕法在凹槽内铺设：腹板纤维45度角铺设；翼板纤维0度角铺设；蒙皮纤维45度角铺设；完成框架纤维铺设后，统一铺设蒙皮纤维，与框架一样形成口盖边缘框；之后在外表面置真空袋，采用真空膜压法注脂成形，根据纤维树脂基体复合工艺要求利用电子束加热或在高温炉中加热或高温固化技术实现框架与蒙皮一次性固化成形。

本发明还有这样一些技术特征：

1、所述的采用可拆卸内置组合模具，前梁到前缘为一组模块，后梁到后缘为一组模块，对于多梁结构，梁与梁之间为一组模块，前后模组分别由6块模具和一条中心滑轨组成，中间模组由8块模具和一条中心滑轨组成，利用固定模具块通栓固定组装前组模具和后组模具；

2、所述的纤维铺设顺序如下：(1)先分开各组模具，在横向隔框凹槽内采用缠绕法铺设隔框凹槽纤维，纤维铺设方向与凹槽方向一致；(2)铺设完隔框凹槽纤维后铺设纵梁腹板纤维，纤维铺设方向与纵梁纵向成45度角；(3)利用夹具合拢前后模具组，铺设纵梁翼板纤维，纤维铺设方向与纵梁纵向成0度角；(4)铺设蒙皮纤维，纤维铺设方向与纵梁纵向成45度角；(5)外置真空膜注脂吸真空；(6)利用仪器检查内部气孔缺陷；(7)振动排除缺陷；(8)加热固化；

3、所述的固化后，拆下固定通栓和夹具，先取出前组模具的中心滑轨8、后组模具的中心滑轨13，然后，依次取出各组模具块，最后修补通栓工艺孔和表面缺陷，完成整体机翼；

4、所述的纤维树脂基复合材料和“I”字形合金板组合体中，纤维可以是碳纤维、硼纤维、E一玻璃纤维、芳纶纤维，树脂为液态环氧树脂，梁是“I”字形合金板和复合材料组合体为腹板的“工”字形结构。

本发明成形工艺是针对飞机机翼及巨型风力叶片成形工艺而言。本发明工艺与传统工艺有着本质的区别。传统成形工艺是先组装翼型金属框架，框架中有梁、肋板、长桁；之后再铆接或胶接蒙皮，所需零件数量较多，工艺复杂，效率低；同时重量大，耐蚀能力、耐疲劳能力低，运营成本高。本发明的翼型成形有如下特点。1、是采用纤维树脂基复合材料和“I”字形合金板组合体，纤维可以使碳纤维、硼纤维、E一玻璃纤维、芳纶纤维，树脂为液态环氧树脂；2、其在成形方法上采用内置可分组拆卸组合模具；3、因为翼型成形后要把内模块从中腔内取出，因此取消了横向肋板，代之的是与蒙皮仪器固化成形的T形框架，我们称之为T形隔框；4、梁式“I”字形合金板和复合材料组合体为腹板的“工”字形结构，使翼型具有较高的刚度和强度；5、从组合模具外侧看，在所有隔框、纵梁位置设置了上述框架成形所需的凹槽；6、最后外置真空膜，采用真空膜压法、注脂成形。

通过采用上述工艺制造的飞机机翼与传统工艺相比，零件数量减少了99％，仅由包括口盖在内的几个零件组成，重量减少50％，生产周期缩短超过80％，成本降低30％，抗蚀能力、抗疲劳能力提高2倍以上，因而提高了安全系数，降低了运营成本。

(四)附图说明

图1为具体实施方式的模具示意图；

图2是隔框凹槽纤维16、20和纵梁腹板纤维17、19铺设完后即将于纵梁“I”字形合金板18组合在一起示意图；

图3是前后模具通过夹具22组合在一起，铺设翼板纤维23和蒙皮纤维21示意图；

图4是固化成形后，拆下通栓和中心滑轨示意图；

图5是拆下全部模具后翼型示意图；

图6是翼型在固化时的横向剖面示意图。

(五)具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的说明；

图1-图6为单梁翼型结构，多梁翼型结构与之成形原理相同。结合图1，本实施例模具包括可拆卸内置组合模具，前梁到前缘为一组模块，后梁到后缘为一组模块，对于多梁结构，梁与梁之间为一组模块，前后模组分别由6块模具和一条中心滑轨组成，前组模具包括横向隔框凹槽1、“工”字形梁翼板凹槽2、前组模具的前缘成形模6、前组模具的上下成形模7、前组模具的中心滑轨8、前组模具的纵梁上下成形模9和前组模具的纵梁腹板成形模10，后组模具包括“工”字形梁翼板凹槽3、横向隔框凹槽4、后组模具的纵梁上下成形模11、后组模具的纵梁腹板成形模12、后组模具的中心滑轨13、后组模具的上下成形模14和后组模具的后缘成形模15，中间模组由8块模具和一条中心滑轨组成。利用固定模具块通栓5固定组装前组模具和后组模具。

结合图2，图2展示的是隔框凹槽纤维16、20和纵梁腹板纤维17、19铺设完后即将与纵梁“I”字形合金板18组合在一起。图3展示的是前后模具组通过家具22组合在一起，铺设翼板纤维23和蒙皮纤维21。

纤维铺设顺序如下：(1)先分开各组模具，在横向隔框凹槽内采用缠绕法铺设隔框凹槽纤维16、20，纤维铺设方向与凹槽方向一致；(2)铺设完隔框凹槽纤维16、20后铺设纵梁腹板纤维17、19，纤维铺设方向与纵梁纵向成45度角(结合图2)；(3)利用家具22合龙前后模具组，铺设纵梁翼板纤维23，纤维铺设方向与纵梁纵向成0度角；(4)铺设蒙皮纤维21，纤维铺设方向与纵梁纵向成45度角(结合图3)；(5)外置真空膜注脂吸真空；(6)利用仪器检查内部气孔缺陷；(7)振动排除缺陷；(8)加热固化。

完全固化后，拆下固定通栓和夹具，依据模具结构特点先取出前组模具的中心滑轨8、后组模具的中心滑轨13(结合图4，图4展示的是固化成形后，拆下通栓和中心滑轨)，然后，依次取出各组模具块(结合图4、图5，图5展示的是拆下全部模具后的翼型)。

最后修补通栓工艺孔和表面缺陷，完成整体机翼。

Claims

1.一种翼型框架与蒙皮一次性固化成形工艺方法，其特征在于采用内置可拆卸分组模具，模具在横向上由纵梁分隔形成不同的模具组，每组由一组模块和中心滑轨组成，每组中的模块与其中心滑轨可相互滑动并在成型后依次从型腔中取出；在所有将设置隔框、纵梁处设有与框架外形一致的凹槽；翼型纵梁腹板为复合材料与“I”形合金板的组合体；隔框纤维采用缠绕法在凹槽内铺设；腹板纤维45度角铺设；翼板纤维0度角铺设；蒙皮纤维45度角铺设；完成框架纤维铺设后，统一铺设蒙皮纤维，与隔框一样形成口盖边缘框；之后在外表面置真空袋，采用真空膜压法注脂成形，根据纤维树脂基体复合工艺要求利用电子束加热或在高温炉中加热或常温固化技术实现框架与蒙皮一次性固化成形。

2.根据权利要求1所述的翼型框架与蒙皮一次性固化成形工艺方法，其特征在于所述的采用可拆卸内置组合模具，前梁到前缘为一组模块，后梁到后缘为一组模块，对于多梁结构，梁与梁之间为一组模块，前后模组分别由6块模具和一条中心滑轨组成，中间模组由8块模具和一条中心滑轨组成，利用固定模具块通栓固定组装前组模具和后组模具。

3.根据权利要求2所述的翼型框架与蒙皮一次性固化成形工艺方法，其特征在于所述的纤维铺设顺序如下：(1)先分开各组模具，在横向隔框凹槽内采用缠绕法铺设隔框凹槽纤维，纤维铺设方向与凹槽方向一致；(2)铺设完隔框凹槽纤维后铺设纵梁腹板纤维，纤维铺设方向与纵梁纵向成45度角；(3)利用夹具合拢前后模具组，铺设纵梁翼板纤维，纤维铺设方向与纵梁纵向成0度角；(4)铺设蒙皮纤维，纤维铺设方向与纵梁纵向成45度角；(5)外置真空膜注脂吸真空；(6)利用仪器检查内部气孔缺陷；(7)震动排除缺陷；(8)加热固化。