CN106882360B - 一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构及制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构及制备方法，其中，该连接结构包括：第一胶膜、第一包裹层、第二胶膜、金属法兰、第三胶膜和第二包裹层；其中，所述第一胶膜用于包设于碳纤维管；所述第一包裹层包设于所述第一胶膜；所述第二胶膜包设于所述第一包裹层；所述金属法兰套设于所述第二胶膜；所述第三胶膜包设于所述金属法兰的颈部；所述第二包裹层包设于所述第三胶膜。本发明的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构通过将第一胶膜、第一包裹层、第二胶膜、金属法兰、第三胶膜和第二包裹层构成整体，使得金属材料与复合材料能够有效的连接，增强了连接强度，保证了太阳能飞机主翼梁的质量。

Description

一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构及制备方法
技术领域
本发明涉及太阳能飞机主翼梁领域，尤其涉及一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构及制备方法。
背景技术
由于碳纤维优越的材料性能，现已大量应用于太阳能飞机主翼梁结构设计之中。但是碳纤维复合材料属脆性材料，在结构连接受力后极易发生损伤，对于复合材料结构的连接，特别是主承力复合材料结构间的连接是个极大的挑战。而将金属材料与复合材料结合使用可有效地解决连接问题，但是目前两种材料的结合方式大多以二次粘接为主，以组成太阳能飞机主翼梁的碳纤维圆管为例：首先对碳纤维圆管进行加工制造，然后对金属法兰进行加工制造，最后利用结构胶将金属法兰与碳纤维圆管粘接成型。这种工艺方法的缺点包括：由于无法对金属法兰施加压力，因此对金属法兰及圆管的加工精度要求极高，胶接界面极易产生缺胶现象；二次胶接采用常温固化，一般此类环氧树脂结构胶的固化时间至少需要数小时，在固化过程中由于结构胶的流动性易发生上端缺胶的情况，而缺胶必然导致粘接强度下降。
发明内容
本发明解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构及制备方法，使得金属法兰与太阳能飞机主翼梁的碳纤维管能够有效的连接，进而使得由碳纤维管通过金属法兰彼此相连接而组成的太阳能飞机主翼梁的质量得到很好的保证。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，包括：第一胶膜、第一包裹层、第二胶膜、金属法兰、第三胶膜和第二包裹层；其中，所述第一胶膜包设于太阳能飞机主翼梁的碳纤维管外表面；所述第一包裹层包设于所述第一胶膜外表面；所述第二胶膜包设于所述第一包裹层外表面；所述金属法兰套设于所述第二胶膜外表面；所述第三胶膜包设于所述金属法兰颈部的外表面；所述第二包裹层包设于所述第三胶膜外表面，其中，所述第二包裹层的层数为若干层，所述第二包裹层的各层在靠近底部一端对齐，远离底部的另一端依次错开排布。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，所述金属法兰的颈部开设有若干个孔，若干个孔沿所述颈部的轴向和周向均匀分布。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，沿轴向相邻孔的间距为10mm-15mm；沿周向相邻孔的间距为20mm-25mm。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，所述金属法兰的颈部沿所述颈部的轴向开设有槽。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，所述槽的数量为多个，多个槽沿所述颈部的周向均匀分布。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，所述金属法兰为钛合金材料；所述第一包裹层和所述第二包裹层均为碳纤维织物预浸料。。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，所述第二包裹层的层数为至少3层，所述第二包裹层的各层远离底部的另一端错开的距离为10mm-20mm。
一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法，所述方法包括以下步骤：
步骤一：在太阳能飞机主翼梁的碳纤维管的外表面铺设第一胶膜；
步骤二：在步骤一中的第一胶膜的外表面铺设第一包裹层；
步骤三：在步骤二中的第一包裹层的外表面铺设第二胶膜；
步骤四：在步骤三中的第二胶膜的外表面套上金属法兰，其中，所述金属法兰的颈部的内圆直径等于步骤三后形成制品的外表面的直径；
步骤五：在步骤四中的所述金属法兰外部套设袋，再对袋中抽空气使得为真空，等待所需时间后，除去袋；
步骤六：在步骤五中的所述金属法兰的颈部的外表面铺设第三胶膜；
步骤七：在步骤六中的第三胶膜的外表面铺设第二包裹层，所述第二包裹层的层数为若干层，所述第二包裹层的各层在靠近底部一端对齐，远离底部的另一端依次错开排布；
步骤八：将步骤七后形成的制品在固化设备中固化。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法中，所述第一包裹层和所述第二包裹层均为碳纤维织物预浸料；所述固化设备为热压罐或烘箱。
上述用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法中，所述金属法兰的颈部开设有沿所述颈部的轴向和周向均匀分布的若干个孔和沿所述颈部的轴向的槽。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)、本发明通过将第一胶膜、第一包裹层、第二胶膜、金属法兰、第三胶膜和第二包裹层构成整体，使得金属法兰与太阳能飞机主翼梁的碳纤维管能够有效的连接，增强了连接强度，并且各个炭纤维管通过金属法兰彼此相连接组成太阳能飞机的主翼梁，使得太阳能飞机主翼梁的牢固性好，质量得到保证；
(2)、本发明采用钛合金材料作为金属法兰的结构材料，增强连接强度；
(3)、本发明通过在金属法兰开设有孔和槽，增加包裹层和胶膜组成的复合材料与金属法兰的胶接强度；
(4)、本发明中的第二包裹层一端对齐和另一端依次错开排布，降低了对第二包裹层的应力集中。
附图说明
图1示出了本发明实施例提供的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的结构示意图；
图2示出了本发明的明实施例提供的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构部分结构示意图；
图3示出了本发明的明实施例提供的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，金属法兰的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明：
图1示出了本发明实施例提供的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的结构示意图。图2示出了本发明的明实施例提供的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构部分结构示意图。如图1和图2所示，该连接结构包括：碳纤维管1、第一胶膜2、第一包裹层3、第二胶膜4、金属法兰5、第三胶膜6和第二包裹层7。具体实施时，碳纤维管1为圆管，将碳纤维单向带预浸料缠利用卷管工艺铺设并固化而成。第一包裹层3和第二包裹层7采用碳纤维织物预浸料。金属法兰5的材料为钛合金材料，增强了与碳纤维连接强度。第一胶膜2和第二胶膜4的材料均为J-272胶膜。其中，
第一胶膜2包设于碳纤维管1。具体的，第一胶膜2紧密铺设于碳纤维管1的外表面，并通过第一胶膜2的粘力与碳纤维管1粘结在一起。
第一包裹层3包设于第一胶膜2。具体的，第一包裹层3采用碳纤维织物预浸料紧密铺设于第一胶膜2的外表面，通过第一包裹层3的粘力与第一胶膜2的粘力使得第一包裹层3与第一胶膜2紧密结合。
第二胶膜4包设于第一包裹层3。具体的，第二胶膜4紧密铺设于第一包裹层3的外表面，通过第一包裹层3的粘力与第二胶膜4的粘力使得第一包裹层3与第二胶膜4紧密结合。
金属法兰5套设于第二胶膜4。具体的，金属法兰5套设在铺有第一胶膜2、第一包裹层3和第二胶膜4的碳纤维管1上，优选的，金属法兰5的左端与碳纤维管1的左端齐平。金属法兰5的内径与铺有第一胶膜2、第一包裹层3和第二胶膜4的碳纤维管1的外径相一致，从而使得金属法兰5与第二胶膜4紧密相接触。
第三胶膜6包设于金属法兰5的颈部51。具体的，第三胶膜6紧密铺设于金属法兰5的颈部51的外表面，通过第三胶膜6的粘力将金属法兰5与第三胶膜6紧密连接。
第二包裹层7包设于第三胶膜6，其中，第二包裹层7的层数为若干层，第二包裹层7的各层在靠近底部52一端对齐，远离底部52的另一端依次错开排布。具体的，第二包裹层7紧密铺设于第三胶膜6的外表面，通过第三胶膜6的粘力将第二包裹层7与第三胶膜6紧密连接。第二包裹层7的层数为多层，其中，各层在靠近底部52的一端对齐，另一端依次错开排布呈阶梯状。从而降低了金属法兰5对第二包裹层7的应力集中，保证了连接强度的情况下保护了第二包裹层7。进一步的，第二包裹层7的层数为至少3层，第二包裹层7的各层远离底部52的另一端错开的距离为10mm-20mm，使得保证了连接强度的情况下保护了第二包裹层7的效果更加明显。
本实施例通过将第一胶膜、第一包裹层、第二胶膜、金属法兰、第三胶膜和第二包裹层构成整体，使得金属材料与复合材料能够有效的连接，增强了连接强度；采用钛合金材料作为金属法兰的结构材料，增强连接强度；通过第二包裹层一端对齐和另一端依次错开排布降低了金属法兰对第二包裹层的应力集中，有效的保护了第二包裹层，增加了连接强度。
图3示出了本发明的明实施例提供的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构中，金属法兰的结构示意图。如图3所示，金属法兰5的颈部51开设有若干个孔，若干个孔沿颈部51的轴向和周向均匀分布。具体的，若干个孔沿颈部51的轴向和周向均匀分布，由于第二胶膜4和第三胶膜6的厚度比较薄，从而使得第一包裹层3连同第二胶膜4的对应孔的部分嵌入相对应的颈部51的孔，增加金属法兰5与第一包裹层3之间剪切强度。由于第三胶膜6的厚度比较薄，从而使得第二包裹层7连同第三胶膜6的对应孔的部分嵌入相对应的颈部51的孔，增加金属法兰5与第二包裹层7之间剪切强度。
上述实施中，沿轴向相邻孔的间距为10mm-15mm；沿周向相邻孔的间距为20mm-25mm。从而使得增加金属法兰5与第一包裹层3之间剪切强度的效果和增加金属法兰5与第二包裹层7之间剪切强度的效果更加显著。
上述实施中，金属法兰5的颈部51沿颈部51的轴向开设有槽53。利用槽53可以将金属法兰5与碳纤维管1之间的多余浸料和金属法兰5与第二包裹层7之间的多余浸料挤出，避免金属法兰5与第一包裹层3、第二包裹层7之间出现空隙，增加层间强度。
进一步的，槽53的数量为多个，多个槽53沿颈部51的周向均匀分布。通过均匀分布进一步增强了金属法兰5与第一包裹层3、第二包裹层7的连接强度。
本发明的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构通过将第一胶膜、第一包裹层、第二胶膜、金属法兰、第三胶膜和第二包裹层构成整体，使得金属材料与复合材料能够有效的连接，增强了连接强度，进一步的，由于各个炭纤维管通过金属法兰彼此相连接组成太阳能飞机的主翼梁，使得太阳能飞机主翼梁的牢固性好，质量得到很好保证；采用钛合金材料作为金属法兰的结构材料，增强连接强度；通过第二包裹层的一端对齐和另一端依次错开排布降低了金属法兰对第二包裹层的应力集中，有效的保护了第二包裹层，增加了连接强度。
本发明还提供了一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法，该方法包括以下步骤：
步骤一：在太阳能飞机主翼梁的碳纤维管1的外表面铺设第一胶膜2；
步骤二：在步骤一中的第一胶膜2的外表面铺设第一包裹层3；
步骤三：在步骤二中的第一包裹层3的外表面铺设第二胶膜4；
步骤四：在步骤三中的第二胶膜4的外表面套上金属法兰5，其中，金属法兰5的颈部51的内圆直径等于步骤三后形成制品的外表面的直径；
步骤五：在步骤四中的所述金属法兰5外部套设袋，再对袋中抽空气使得为真空，等待所需时间后，除去袋；
步骤六：在步骤五中的所述金属法兰5的颈部51的外表面铺设第三胶膜6；
步骤七：在步骤六中的第三胶膜6的外表面铺设第二包裹层7；
步骤八：将步骤七后形成的制品在固化设备中固化。
在步骤二中，第一包裹层3采用碳纤维织物预浸料。
在步骤四中，金属法兰5采用钛合金材料，金属法兰5套设在铺有第一胶膜2、第一包裹层3和第二胶膜4的碳纤维管1上，优选的，金属法兰5的左端与碳纤维管1的左端齐平。金属法兰5的内径与铺有第一胶膜2、第一包裹层3和第二胶膜4的碳纤维管1的外径相一致，从而使得金属法兰5与第二胶膜4紧密相接触。
在步骤五中，利用抽真空的袋使得金属法兰5与铺有第一胶膜2、第一包裹层3和第二胶膜4的碳纤维管1之间的连接强度增强。金属法兰5的颈部51开设有沿颈部51的轴向和周向均匀分布的若干个孔，并且在金属法兰5的颈部51还开设有沿颈部51的轴向的槽。从而在利用真空袋压紧的过程中，使得第一包裹层3连同第二胶膜4的对应孔的部分嵌入相对应的颈部51的孔，增加金属法兰5与第一包裹层3之间剪切强度。利用槽可以将金属法兰5与碳纤维管1之间的多余浸料挤出，避免金属法兰5与第一包裹层3之间出现空隙，增加层间强度。
在步骤七中，第二包裹层7采用碳纤维织物预浸料。第二包裹层7的层数为若干层，第二包裹层7形成阶梯状结构。具体的，第二包裹层7的层数为多层，其中，每层的一端对齐，另一端呈阶梯状。从而降低了金属法兰5对第二包裹层7的应力集中，保护了第二包裹层7。
在步骤八中，在热压罐或烘箱中进行固化，在固化的过程中，也会对步骤七后形成的制品有个压力的作用，从而使得第二包裹层7连同第三胶膜6的对应孔的部分嵌入相对应的颈部51的孔，增加金属法兰5与第二包裹层7之间剪切强度，同时也再次增加了金属法兰5与第一包裹层3之间剪切强度，而且，利用槽可以将金属法兰5与碳纤维管1之间的多余浸料和金属法兰5与第二包裹层7之间的多余浸料挤出，避免金属法兰5与第一包裹层3、第二包裹层7之间出现空隙，增加层间强度。
本发明的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法通过将第一胶膜、第一包裹层、第二胶膜、金属法兰、第三胶膜和第二包裹层构成整体，使得金属材料与复合材料能够有效的连接，增强了连接强度，进一步的，由于各个炭纤维管通过金属法兰彼此相连接组成太阳能飞机的主翼梁，使得太阳能飞机主翼梁的牢固性好，质量得到很好保证；采用钛合金材料作为金属法兰的结构材料，增强连接强度；通过第二包裹层的一端对齐和另一端依次错开排布降低了金属法兰对第二包裹层的应力集中，有效的保护了第二包裹层。
以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于包括：碳纤维管(1)、第一胶膜(2)、第一包裹层(3)、第二胶膜(4)、金属法兰(5)、第三胶膜(6)和第二包裹层(7)；其中，
所述第一胶膜(2)包设于太阳能飞机主翼梁的碳纤维管(1)外表面；
所述第一包裹层(3)包设于所述第一胶膜(2)外表面；
所述第二胶膜(4)包设于所述第一包裹层(3)外表面；
所述金属法兰(5)套设于所述第二胶膜(4)外表面；
所述第三胶膜(6)包设于所述金属法兰(5)颈部(51)的外表面；
所述第二包裹层(7)包设于所述第三胶膜(6)外表面，其中，所述第二包裹层(7)的层数为若干层，所述第二包裹层(7)的各层在靠近底部(52)一端对齐，远离底部(52)的另一端依次错开排布；
所述金属法兰(5)的颈部(51)开设有若干个孔，若干个孔沿所述颈部(51)的轴向和周向均匀分布。
2.根据权利要求1所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：沿轴向相邻孔的间距为10mm-15mm；沿周向相邻孔的间距为20mm-25mm。
3.根据权利要求1所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述金属法兰(5)的颈部(51)沿所述颈部(51)的轴向开设有槽(53)。
4.根据权利要求3所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述槽(53)的数量为多个，多个槽(53)沿所述颈部(51)的周向均匀分布。
5.根据权利要求1所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述金属法兰(5)为钛合金材料；所述第一包裹层(3)和所述第二包裹层(7)均为碳纤维织物预浸料。
6.根据权利要求1所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构，其特征在于：所述第二包裹层(7)的层数为至少3层，所述第二包裹层(7)的各层远离底部(52)的另一端错开的距离为10mm-20mm。
7.一种用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法，特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤一：在太阳能飞机主翼梁的碳纤维管(1)的外表面铺设第一胶膜(2)；
步骤二：在步骤一中的第一胶膜(2)的外表面铺设第一包裹层(3)；
步骤三：在步骤二中的第一包裹层(3)的外表面铺设第二胶膜(4)；
步骤四：在步骤三中的第二胶膜(4)的外表面套上金属法兰(5)，其中，所述金属法兰(5)的颈部(51)的内圆直径等于步骤三后形成制品的外表面的直径；
步骤五：在步骤四中的所述金属法兰(5)外部套设袋，再对袋中抽空气使得为真空，等待所需时间后，除去袋；
步骤六：在步骤五中的所述金属法兰(5)的颈部(51)的外表面铺设第三胶膜(6)；
步骤七：在步骤六中的第三胶膜(6)的外表面铺设第二包裹层(7)，其中，所述第二包裹层(7)的层数为若干层，所述第二包裹层(7)的各层在靠近底部(52)一端对齐，远离底部(52)的另一端依次错开排布；
步骤八：将步骤七后形成的制品在固化设备中固化；
其中，所述金属法兰(5)的颈部(51)开设有沿所述颈部(51)的轴向和周向均匀分布的若干个孔和沿所述颈部(51)的轴向的槽。
8.根据权利要求7所述的用于太阳能飞机主翼梁的连接结构的制备方法，其特征在于：所述第一包裹层(3)和所述第二包裹层(7)均为碳纤维织物预浸料；所述固化设备为热压罐或烘箱。
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