CN106626434B - 一种飞机复合材料隔框结构制造及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机复合材料隔框结构设计及制造方法，包括S10：确定所述复合材料隔框的设计要求；S20：根据所述设计要求确定飞机复合材料隔框的构型、材料及工艺方案；S30：所述复合材料隔框建模与分析。本发明的飞机复合材料隔框结构制造及设计方法可为我国在研及在役民用飞机机身复合材料隔框结构的研制提供技术支撑，降低结构重量，提升飞机性能，降低使用维护成本，提高经济效益。

Description

一种飞机复合材料隔框结构制造及设计方法

技术领域

本发明属于飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种飞机复合材料隔框结构制作及设计方法。

背景技术

众所周知，在飞机设计中，复合材料以其比刚度/比强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优异性能，越来越广泛的应用于飞机结构中。复合材料可有效降低飞机结构重量，提高飞机商用载荷；或者增加燃油量，提高飞机航程。另一方面，复合材料的应用可减少飞机结构检查次数，提高检查间隔，降低飞机维护成本，从而从根本上提高民用飞机在整个寿命服役期内的经济效益。

国外先进民用飞机如空客A350及波音B787等飞机，其复合材料用量已占飞机结构重量的50％以上，部位包括机身、机翼、尾翼蒙皮，机身隔框、地板梁、地板支柱、舷窗口框，机翼翼梁、翼肋等结构。伴随着型号研制，已经形成了一套完整的飞机复合材料结构设计及制造的方法及流程。

国内目前在役的一些飞机结构中，90％以上都是铝合金，复合材料用量极少，且均应用在次承力结构中，尚无飞机主承力结构应用复合材料的经验，更缺乏复材结构设计分析制造及验证的方法。因此，开展复合材料在民机结构中的应用技术研究，是提高我国民用飞机性能及市场竞争力的重要手段。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机机身复合材料隔框结构的设计及制造方法，提升我国民用飞机结构应用复合材料的技术水平，为我国在研型号的改进及在役型号的改型提供技术支撑。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机复合材料隔框结构设计方法，包括

S10：确定所述复合材料隔框的设计要求

所述设计要求包括飞机总体布局与基本参数、设计载荷、材料与工艺要求、使用维护要求、完整性要求、重量要求、成本要求；

S20：根据所述设计要求确定飞机复合材料隔框的构型、材料及工艺方案

所述飞机复合材料隔框的构型为剪切带与“C”形浮框相结合的构型，预浸料采用碳纤维织物，成形工艺采用手工铺放与热压罐成形；

S30：所述复合材料隔框建模与分析

确定复合材料隔框结构：所述复合材料隔框的缘条在拉/压极限载荷下应变小于许用应变，且在压缩极限载荷下缘条不失稳；腹板在剪切极限载荷下应变小于许用应变，且不产生剪切失稳；

复合材料隔框参数化建模，并对模型进行优化。

进一步地，所述总体布局与基本参数包括机身横截面尺寸、机身蒙皮及隔框分块及分段要求；

所述设计载荷包括机身总体拉伸、压缩、弯曲、剪切、扭转载荷、客舱增压载荷以及上述若干种载荷的叠加方法；

所述完整性要求包括刚度/强度要求、疲劳及损伤容限要求、结构安全系数的选取及适航规定的机身结构特殊承压要求。

还提供了一种飞机复合材料隔框结构制造方法，对剪切带与“C”形府框相结合的复合材料隔框进行制造，包括

设计制作所述复合材料隔框的工装；所述工装包括零件、固化平板、活动芯模、固定芯模、活动挡块及；

所述固定芯模在长度方向上进行分段，并设有翘口，用于脱模；活动芯模用于零件立边的铺贴及加压；固定芯模上设有台阶，用于限厚，所述台阶高度为零件厚度的下差；顶紧装置用于将铺贴完成的内部C形坯料紧实压合；

确定工艺流程：所述工艺流程包括制备均压盖板、零件铺贴组合、封装固化、脱模、机加下料及质量检查。

进一步地，所述固化平板、芯模、活动挡块及预紧装置均采用金属材料制成。

进一步地，所述制备均压盖板过程为：

根据零件曲率及封装后零件表面平整度要求需制造均压盖板；以成型工装为母模，采用玻璃纤维预浸料铺贴、固化与零件等厚度的工艺件，经过外形修正后，在工艺件外表面铺贴、封装、固化纤维增强的橡胶复合均压盖板，用于零件外表面型面的保证。

进一步地，所述零件铺贴组合过程为：

分别根据铺层表将两组内部C形坯料紧实铺贴至活动芯模和固定芯模上，C形坯料在单面余量处铺贴出弯边，计算出R角填料的填充量并采用专用R角填料成形模具制作R角填料，用顶紧装置将已铺贴部分坯料的活动芯模与固定芯模靠紧，并于室温采用真空袋封装压实，使得两组内部C形坯料紧密贴合，根据铺层角度要求铺贴外部C形坯料，外部C形坯料两侧铺贴处弯边，两次真空袋封装压实，确保各部分坯料的尺寸及位置关系。

进一步地，所述封装固化过程为：

卸除顶紧装置，按工艺顺序放置辅助材料及均压盖板，封装至固化平板，进热压罐固化。

进一步地，所述脱模过程为：

去除真空袋、均压盖板及相应辅助材料，采用脱模工具同时撬动两次撬口位置，根据模具脱离顺序进行脱模；撬动后，零件附于活动芯模和活动挡块上，并与固定芯模脱离，再将零件与活动芯模、活动挡块分离。

进一步地，所述机加下料过程为：

根据零件边缘线进行机加下料，去除零件余量，根据工装材料在固化温度时的热膨胀系数与零件本身热膨胀系数的差异对零件边缘线的进行下料。

进一步地，所述质量检查过程为：

通过将零件返回至成型模具检查及相应尺寸检测，零件外形尺寸测量合格，超声无损检测合格，空隙率测试合格，外观质量良好。

本发明的飞机复合材料隔框结构制造及设计方法可为我国在研及在役民用飞机机身复合材料隔框结构的研制提供技术支撑，降低结构重量，提升飞机性能，降低使用维护成本，提高经济效益。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为本发明的机身整体优化模型；

图2为本发明的隔框结构细节有限元模型；

图3为本发明的隔框成形模具示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

一、飞机复合材料隔框结构设计

1、飞机复合材料隔框结构设计要求

1.1)总体布局与基本参数：包括机身横截面尺寸、机身蒙皮及隔框分块及分段情况；

1.2)设计载荷：包括机身总体拉伸、压缩、弯曲、剪切、扭转载荷、客舱增压载荷以及上述若干种载荷的叠加方法；

1.3)材料与工艺要求：按适航要求，民用飞机零部件的制造需采用成熟的材料及制造工艺，并且所选用的材料及制造工艺需由经批准的材料规范及工艺规范以保证制件质量；

1.4)使用维护要求：包括飞机服役过程中的使用及维护的便利性；

1.5)完整性要求：包括刚度/强度要求、疲劳及损伤容限要求、结构安全系数的选取及适航规定的机身结构特殊承压要求；

1.6重量要求：包括零部件重量控制及减重要求；

1.7成本要求：包括对设计、分析、制造、试验、使用、维护及报废的整个服役周期内的成本控制要求。

2、飞机复合材料隔框结构构型、材料及工艺方案选取

根据常见机身隔框横截面构型、国外先进民机机身复合材料隔框构型(见附图1)以及国内目前应用较成熟的预浸料及成形工艺，确定采用剪切带+“C”形浮框的构型，预浸料采用CF3052/BA9916-Ⅱ碳纤维织物，成形工艺采用手工铺放+热压罐成形的方法。

3、飞机复合材料隔框结构详细设计及分析

3.1)确定隔框结构设计准则：缘条在拉/压极限载荷下应变小于许用应变，且在压缩极限载荷下缘条不失稳；腹板在剪切极限载荷下应变小于许用应变，且不产生剪切失稳；

3.2)结构参数化建模，对整体模型进行参数优化分析(见附图2)；

3.3)结构细节详细建模，校核隔框整体及局部载荷水平，校核连接紧固件强度(见附图3)；

3.4)根据分析结果调整局部细节设计，满足结构设计要求。

二、飞机复合材料隔框结构制造

1、零件成形工装设计：包括零件1、固化平板2、活动芯模3、固定芯模4、活动挡块5及预紧装置6；

将芯模在长度方向上进行分段，并在每段设计适当的翘口，便于脱模。活动芯模的设计是为了便于零件立边的铺贴及加压。

固定芯模上的台阶为限厚台阶，台阶高度为零件厚度的下差，其作用为防止中央立边过薄、防止中央立边不能加压、对零件立边起支撑作用，预防R角过薄。

其中固化平板、芯模、活动挡块及预紧装置均采用金属材料，金属成形模具表面光洁度好，尺寸控制精良、使用寿命长久。顶紧装置可将铺贴完成的内部C形坯料紧实压合，再将采用专用R角填料成形模具制作的R角填料填充至相应位置，在顶紧装置作用下铺贴外部C形坯料。活动芯模及活动挡块长度方向均布撬口，用于脱模时模具的撬动，坯料铺贴至活动芯模翻边及活动挡块处，使得脱模撬动时零件受力均匀。最外部可增加纤维增强的橡胶复合均压盖板，可均匀零件在热压罐中的受压，保证零件外观质量。

2、确定工艺流程：包括制备均压盖板、零件铺贴组合、封装固化、脱模、机加下料及质量检查。

机身隔框零件结构形式虽然简单，但由于零件曲率大，固化封装时辅助材料不能规整的封装于零件表面，不能保证零件的表面质量，因此需制造均压盖板。以成型工装为母模，选用成本相对较低的玻璃纤维预浸料铺贴、固化与零件等厚度的工艺件，经过外形修正后，在工艺件外表面铺贴、封装、固化纤维增强的橡胶复合均压盖板，用于零件外表面型面的保证。由于隔框为两个C形零件的组合件，在组合区域需填充0°纤维，但填充区域表面易产生突起，因此在均压盖板制作时增加了0°纤维填充区域的刚度。

分别根据铺层表将两组内部C形坯料紧实铺贴至活动芯模和固定芯模上，注意C形坯料在单面余量处铺贴出弯边，计算出R角填料的填充量并采用专用R角填料成形模具制作R角填料。在顶紧装置的作用下将已铺贴部分坯料的活动芯模与固定芯模靠紧，并于室温采用真空袋封装压实，使得两组内部C形坯料紧密贴合。将R角填料放置于准确位置，根据铺层角度要求铺贴外部C形坯料。外部C形坯料两侧铺贴处弯边，两次真空袋封装压实，确保各部分坯料的尺寸及位置关系。

卸除顶紧装置，按工艺顺序放置相应辅助材料及均压盖板，封装至固化平板，进热压罐固化。

去除真空袋、均压盖板及相应辅助材料，采用脱模工具同时撬动两次撬口位置，根据模具脱离顺序进行脱模。撬动后，零件附于活动芯模和活动挡块上，并与固定芯模脱离，再将零件与活动芯模、活动挡块分离。

根据零件边缘线进行机加下料，去除零件余量。下料前考虑工装材料在固化温度时的热膨胀系数与零件本身热膨胀系数的差异对零件边缘线的影响。

通过将零件返回至成型模具检查及相应尺寸检测，零件外形尺寸测量合格，超声无损检测合格，空隙率测试合格，外观质量良好。

本发明的飞机复合材料隔框结构设计及制造方法可为我国在研及在役民用飞机机身复合材料隔框结构的研制提供技术支撑，降低结构重量，提升飞机性能，降低使用维护成本，提高经济效益。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种飞机复合材料隔框结构制造方法，其特征在于，用于对剪切带与“C”形浮框相结合的复合材料隔框进行制造，包括

设计制作所述复合材料隔框的工装；所述工装包括零件、固化平板、活动芯模、固定芯模、活动挡块；

所述固定芯模在长度方向上进行分段，并设有翘口，用于脱模；活动芯模用于零件立边的铺贴及加压；固定芯模上设有台阶，用于限厚，所述台阶高度为零件厚度的下差；顶紧装置用于将铺贴完成的内部C形坯料紧实压合；

确定工艺流程，所述工艺流程包括

制备均压盖板：根据零件曲率及封装后零件表面平整度要求需制造均压盖板；以成型工装为母模，采用玻璃纤维预浸料铺贴、固化与零件等厚度的工艺件，经过外形修正后，在工艺件外表面铺贴、封装、固化纤维增强的橡胶复合均压盖板，用于零件外表面型面的保证；

零件铺贴组合：分别根据铺层表将两组内部C形坯料紧实铺贴至活动芯模和固定芯模上，C形坯料在单面余量处铺贴出弯边，计算出R角填料的填充量并采用专用R角填料成形模具制作R角填料，用顶紧装置将已铺贴部分坯料的活动芯模与固定芯模靠紧，并于室温采用真空袋封装压实，使得两组内部C形坯料紧密贴合，根据铺层角度要求铺贴外部C形坯料，外部C形坯料两侧铺贴处弯边，两次真空袋封装压实，确保各部分坯料的尺寸及位置关系；

封装固化：卸除顶紧装置，按工艺顺序放置辅助材料及均压盖板，封装至固化平板，进热压罐固化；

脱模和机加下料及质量检查。

2.根据权利要求1所述的飞机复合材料隔框结构制造方法，其特征在于，所述固化平板、芯模、活动挡块及预紧装置均采用金属材料制成。

3.根据权利要求2所述的飞机复合材料隔框结构制造方法，其特征在于，所述脱模过程为：

去除真空袋、均压盖板及相应辅助材料，采用脱模工具同时撬动两次撬口位置，根据模具脱离顺序进行脱模；撬动后，零件附于活动芯模和活动挡块上，并与固定芯模脱离，再将零件与活动芯模、活动挡块分离。

4.根据权利要求3所述的飞机复合材料隔框结构制造方法，其特征在于，所述机加下料过程为：

根据零件边缘线进行机加下料，去除零件余量，根据工装材料在固化温度时的热膨胀系数与零件本身热膨胀系数的差异对零件边缘线的进行下料。

5.根据权利要求4所述的飞机复合材料隔框结构制造方法，其特征在于，所述质量检查过程为：

通过将零件返回至成型模具检查及相应尺寸检测，零件外形尺寸测量合格，超声无损检测合格，空隙率测试合格，外观质量良好。