CN113183487A - 一种直升机尾梁模具及制备一体成型复合材料尾梁制件的方法 - Google Patents

一种直升机尾梁模具及制备一体成型复合材料尾梁制件的方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种直升机尾梁模具及制备一体成型复合材料尾梁的方法，包括芯模和外模，芯模包括底座以及可拆卸的固定于底座之上的主体分芯模，主体分芯模的上端部可拆卸的固定有连接体，连接体的四周可拆卸的固定分布有两对端部分芯模，以及盖于连接体上部的上端板；组装芯模后的外表面结构与复合材料尾梁制件的内型面结构相匹配，芯模的外表面用于铺贴形成复合材料尾梁预制体；外模由两个对称的分外模构成，组装外模后的内表面结构与复合材料尾梁制件的外型面结构相匹配，外模用于将所述复合材料尾梁预制体进行固化制成复合材料尾梁制件。本发明的尾梁模具能够实现复合材料尾梁的一体成型，并保证复合材料尾梁的气动外表面具有较好的质量。

Description

一种直升机尾梁模具及制备一体成型复合材料尾梁制件的 方法
技术领域
本发明涉及模具制造领域，具体涉及一种直升机尾梁模具及制备一体成型复合材料尾梁制件的方法。
背景技术
直升机的机体结构主要由机身和尾梁构成，尾梁用来支撑减速器以及固定水平安定面。复合材料尾梁具有重量轻、刚度高、成本低的特点，成为一种较为流行的新型直升机尾梁结构。
现有的复合材料尾梁由左半尾梁和右半尾梁通过装配工装采用胶铆连接而成，增加了装配工装和装配工序。为了保证整体的强度和刚度，需要涂覆大量结构胶和安装大量紧固件，导致尾梁的重量增加。一体成型复合材料材料由于零件少，无需装配且重量小，但要求有光滑的气动外表面，无法直接采用阳模成型。由于尾梁的截面尺寸小，也同样无法直接采用阴模成型。有必要开发一种简单的易于操作的能够保证尾梁气动外表面的模具和低成本制造尾梁的方法。
发明内容
为了解决现有尾梁装配过程复杂的技术问题，而提供一种直升机尾梁模具及制备一体成型复合材料尾梁制件的方法。本发明尾梁模具能够实现复合材料尾梁制件的一体成型，从而减少装配工装的投入，缩减装配环节，减少紧固件和结构胶的用量，进一步地减轻复合材料尾梁制件的重量。通过本发明能够实现复合材料尾梁制件的低成本制造并且保证复合材料尾梁制件的气动外表面。
为了达到以上目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种直升机尾梁模具，包括芯模和外模，所述芯模包括底座以及可拆卸的固定于所述底座之上的主体分芯模，所述主体分芯模的上端部可拆卸的固定有连接体，所述连接体的四周可拆卸的固定分布有两对端部分芯模，以及盖于所述连接体上部的上端板；组装所述芯模后的外表面结构与复合材料尾梁制件的内型面结构相匹配，所述芯模的外表面用于铺贴形成复合材料尾梁预制体；
所述外模由两个对称的分外模构成，组装所述外模后的内表面结构与复合材料尾梁制件的外型面结构相匹配，所述外模用于将所述复合材料尾梁预制体进行固化制成复合材料尾梁制件。
进一步地，所述主体分芯模为圆台状结构，所述主体分芯模上具有凹陷表面，所述凹陷表面的结构对应于具有定型蜂窝的复合材料尾梁制件的内型面；所述连接体为长方体状结构；所述端部分芯模其中一对具有复合材料尾梁制件端部结构的突出部；所述上端板具有向外延伸部，组装所述芯模时需将所述延伸部对齐所述突出部，用于将两对所述端部分芯模围合后形成的开口封闭。
再进一步地，所述主体分芯模固定于底板上，所述底板可拆卸的固定在底座上。
进一步地，所述芯模上的部件和所述外模上的部件均采用螺栓固定的可拆卸的固定方式。
进一步地，所述芯模的材料为铝合金、代木、玻纤复合材料、碳纤复合材料中的一种。其他轻质、耐压不易变形的材料均可。
进一步地，所述外模的材料采用钢质材料、玻纤复合材料、碳纤复合材料中的一种。
进一步地，组装后具有型腔的所述外模其壳体框架为镂空的支撑结构。
本发明另一方面提供利用上述直升机尾梁模具来制备一体成型复合材料尾梁的方法，包括如下步骤：
(1)按配合关系将芯模进行组装固定，在所述芯模的外表面以及外模的内表面涂覆脱模剂；
(2)在所述芯模的外表面先铺贴胶膜，然后将蜂窝状结构材料拼接在芯模的主体分芯模的凹陷表面，沿轴向预留一条对接缝，在拼接产生的缝隙处填充发泡胶，然后制袋进行固化处理获得定型蜂窝，取下所述定型蜂窝；
(3)清理所述芯模并再涂脱模剂，根据复合材料尾梁制件的外形结构将剪裁好的内蒙皮预浸料铺贴在所述芯模的外表面，然后铺贴胶膜，制袋进行预压实；再将所述定型蜂窝放置在芯模的主体分芯模上的凹陷表面，铺贴胶膜，制袋进行预压实；再将裁剪好的外蒙皮预浸料铺贴在所述芯模的外表面，制袋进行预压实；获得复合材料尾梁预制体，然后进行脱模；
(4)将复合材料尾梁预制体的外型面与其中一个分外模的内表面贴合后组装固定所述外模，制袋后进行固化，固化完成后降温，拆卸所述外模后脱模，制得复合材料尾梁制件。
进一步地，步骤(3)所述脱模的过程是将带有复合材料尾梁预制体的芯模在-18℃下进行冷冻，待所述复合材料尾梁预制体硬化后，拆卸芯模。
有益技术效果：
本发明的芯模组装方便，便于预制体的铺贴，预制体铺贴完成后，可快速从芯模上取下，便于现场操作。外模能够有效保证复合材料尾梁制件外表面质量。利用本发明的模具和方法可以实现复合材料尾梁制件的一体成型，减少装配环节和紧固件用量，进一步地减轻复合材料尾梁制件的重量。
附图说明
图1为芯模的***结构图。
图2为芯模的组装后示意图。
图3为外模组装后示意图。
图4为外模剖视图。
图5为复合材料尾梁制件的外形结构图。
具体实施方式
下面将结合本发明的实施例和附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。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性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。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的数值不限制本发明的范围。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法应当被视为说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。
实施例1
一种直升机尾梁模具，包括芯模和外模，芯模的***结构图如图1所示，芯模的组装后示意图如图2所示；外模组装后示意图如图3所示，外模剖面图如图4所示；
所述芯模包括底座1以及可拆卸的固定于所述底座1之上的主体分芯模2，所述主体分芯模2的上端部可拆卸的固定有连接体5，所述连接体5的四周可拆卸的固定分布有两对端部分芯模3、4，以及盖于所述连接体5上部的上端板6；组装所述芯模后的外表面结构与复合材料尾梁制件的内型面结构相匹配，所述芯模的外表面用于铺贴形成复合材料尾梁预制体；所述复合材料尾梁预制体是由内蒙皮预浸料、定型蜂窝、外蒙皮预浸料依次叠放压制而成，该复合材料尾梁预制体的结构为蜂窝夹芯结构；
所述外模由两个对称的分外模7构成，所述外模组装后具有型腔，其壳体框架为镂空的支撑结构，组装所述外模后的内表面结构与复合材料尾梁制件的外型面结构相匹配，所述外模用于将所述复合材料尾梁预制体进行固化制成复合材料尾梁制件；
其中所述主体分芯模2为圆台状结构，所述主体分芯模2上具有凹陷表面，所述凹陷表面的结构对应于复合材料尾梁制件内型面具有定型蜂窝的夹芯区域结构，所述主体分芯模2固定于底板21上，所述底板21可拆卸的固定在底座1上；所述连接体5为长方体状结构；所述端部分芯模其中一对3具有复合材料尾梁制件端部结构的突出部31；所述上端板6具有向外延伸部61，组装所述芯模时需将所述延伸部61对齐所述突出部31，用于将两对所述端部分芯模3、4围合后形成的开口封闭；
其中，以上所述芯模上的零部件采用螺栓固定方式连接，两个分外模7采用螺栓固定连接；
其中，所述芯模的材料为铝合金、代木、玻纤复合材料、碳纤复合材料中的一种，其他轻质、耐压不易变形的材料均可；所述外模的材料采用钢质材料、玻纤复合材料、碳纤复合材料中的一种。
本实施例中将端部分芯模3、4分为两对即四小块分布在连接体5周围，主要是根据复合材料尾梁制件的结构而定，以及涉及如何便于脱模的问题，本发明中的复合材料尾梁制件为异形结构，存在收口，若端部分芯模拆分的块数小于四块，则不利于组装后的拆卸以及芯模上材料的脱模。
实施例2
利用实施例1的直升机尾梁模具来制备一体成型复合材料尾梁制件的方法，包括如下步骤：
(1)按配合关系将主体分芯模2通过底板21上的四个螺栓固定在底座1上；然后将连接体5通过两个定位销和四个螺栓固定在主体分芯模2的中央；再将两对端部分芯模3、4固定在主体分芯模2之上方的连接体5四周，其中一对端部分芯模3具有尾梁端部结构的突出部31，两对端部分芯模3、4分别均通过两个销钉和三个螺栓与连接盒进行连接，所述连接体5与两对所述端部分芯模3、4组装在所述主体分芯模2上方；然后安装具有延伸部61的上端板6，组装时需将所述延伸部61对齐所述突出部31，上端板6用于将两对所述端部分芯模3、4围合后形成的开口封闭，由此芯模组装固定完成；
然后在所述芯模的外表面以及外模的内表面涂覆脱模剂；
(2)在所述芯模的外表面先铺贴胶膜，然后将蜂窝状结构材料拼接在芯模的主体分芯模2的凹陷表面，沿轴向预留一条对接缝，在拼接产生的缝隙处填充发泡胶，然后制袋进行固化处理获得定型蜂窝，取下所述定型蜂窝；
(3)清理所述芯模并再涂脱模剂，根据复合材料尾梁制件的外形结构将剪裁好的内蒙皮预浸料铺贴在所述芯模的外表面，然后铺贴一层胶膜，制袋进行预压实10min；再将定型蜂窝放置在芯模的主体分芯模2上的凹陷表面，铺贴胶膜，制袋进行预压实15min；再将裁剪好的外蒙皮预浸料铺贴在所述芯模的外表面，制袋进行预压实15min；获得复合材料尾梁预制体，然后进行脱模，脱模的过程是将带有复合材料尾梁预制体的芯模在-18℃下进行冷冻，待所述复合材料尾梁预制体硬化后，依次拆卸芯模的上端板6、连接体5、端部分芯模3和4，取下硬化的复合材料尾梁预制体；
本步骤中内蒙皮预浸料按照铺层顺序[45/0/45]铺贴；外蒙皮预浸料按照铺层顺序[45/0/45/0/45/0/45]铺贴；
(4)根据尾梁的外型，将复合材料尾梁预制体的外型面与其中一个分外模7的内表面贴合后将另一组分外模7贴合，使复合材料尾梁预制体贴合于外模组装后形成的型腔内，通过螺栓锁紧以此固定两个分外模7；
然后将管状真空袋放入贴合有复合材料尾梁预制体的外模型腔内(即真空袋在预制体腔体内)，外模两端以及合模缝处贴密封胶条将真空袋密封，安装抽真空和测真空管路，真空度≥900mbar，置于固化炉中进行抽真空固化，固化完成后降至室温，拆卸所述外模后取下脱模，制得复合材料尾梁制件。
复合材料尾梁制件的结构如图5所示，其中尾梁本体8为圆台状空心结构，尾梁本体8的结构为蜂窝夹芯结构(从内到外由内蒙皮、定型蜂窝和外蒙皮组成，具有定型蜂窝的夹芯区域结构)，其中尾梁本体8内表面的夹芯区域对应于主体分芯模2外型的凹陷表面；端部结构9对应端部分芯模3的突出部31。
对比例1
本对比例的一体成型复合材料尾梁的制备方法与实施例2相同，不同之处在于，步骤(3)中未将复合材料尾梁预制体从芯模上脱下，而直接在带有复合材料尾梁预制体的芯模外将外模进行贴合组装。
对本对比例获得的复合材料尾梁制件与实施例2方法获得的复合材料尾梁制件进行质量检测，比较项目见表1。
表1对比例1与实施例2所制复合材料尾梁制件的质量检测结果
Figure BDA0003088494800000061
由表1可知，本发明方法制得的复合材料尾梁制件的内部质量和外表面质量均较好。实施例2的制备方法中是将复合材料尾梁预制体从芯模上取下后冷冻硬化并转移至外模进行固化成型，未将外模直接套于带有预制体的芯模上进行固化，这是由于：理论上外模和芯模的间隙厚度即为复合材料尾梁制件的厚度，但是由于铺贴的预制体厚度较难控制达到该间隙厚度，因此若是将外模直接套于带有预制体的芯模上进行固化后，复合材料尾梁制件内部质量和外表面将出现表1中对比例1的缺陷；而本发明中将复合材料尾梁预制体从芯模上取下后冷冻硬化并转移至外模进行固化成型可避免内部质量和外表面质量差的缺陷，实现低成本制造的同时保证复合材料尾梁制件的气动外表面。
本发明尾梁模具能够实现复合材料尾梁制件的一体成型，从而减少装配工装的投入，缩减装配环节，减少紧固件和结构胶的用量，进一步地减轻复合材料尾梁制件的重量。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种直升机尾梁模具，其特征在于，包括芯模和外模，所述芯模包括底座(1)以及可拆卸的固定于所述底座(1)之上的主体分芯模(2)，所述主体分芯模(2)的上端部可拆卸的固定有连接体(5)，所述连接体(5)的四周可拆卸的固定分布有两对端部分芯模(3、4)，以及盖于所述连接体上部的上端板(6)；组装所述芯模后的外表面结构与复合材料尾梁制件的内型面结构相匹配，所述芯模的外表面用于铺贴形成复合材料尾梁预制体；
所述外模由两个对称的分外模(7)构成，组装所述外模后的内表面结构与复合材料尾梁制件的外型面结构相匹配，所述外模用于将所述复合材料尾梁预制体进行固化制成复合材料尾梁制件。
2.根据权利要求1所述的一种直升机尾梁模具，其特征在于，所述主体分芯模(2)为圆台状结构，所述主体分芯模(2)上具有凹陷表面，所述凹陷表面的结构对应于复合材料尾梁制件内型面具有定型蜂窝的夹芯区域结构；所述连接体(5)为长方体状结构；所述端部分芯模其中一对具有复合材料尾梁制件端部结构的突出部(31)；所述上端板(6)具有向外延伸部(61)，组装所述芯模时需将所述延伸部(61)对齐所述突出部(31)，用于将两对所述端部分芯模(3、4)围合后形成的开口封闭。
3.根据权利要求2所述的一种直升机尾梁模具，其特征在于，所述主体分芯模(2)固定于底板(21)上，所述底板(21)可拆卸的固定在底座(1)上。
4.根据权利要求1-3任一项所述的一种直升机尾梁模具，其特征在于，所述芯模上的部件和所述外模上的部件均采用螺栓固定的可拆卸的固定方式。
5.根据权利要求1-3任一项所述的一种直升机尾梁模具，其特征在于，所述芯模的材料为铝合金、代木、玻纤复合材料、碳纤复合材料中的一种。
6.根据权利要求1-3任一项所述的一种直升机尾梁模具，其特征在于，所述外模的材料采用钢质材料、玻纤复合材料、碳纤复合材料中的一种。
7.根据权利要求1-3任一项所述的一种直升机尾梁模具，其特征在于，组装后具有型腔的所述外模其壳体框架为镂空的支撑结构。
8.制备一体成型复合材料尾梁制件的方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)利用权利要求1-7任一项所述的直升机尾梁模具，按配合关系将芯模进行组装固定，在所述芯模的外表面以及外模的内表面涂覆脱模剂；
(2)在所述芯模的外表面先铺贴胶膜，然后将蜂窝状结构材料拼接在芯模的主体分芯模(2)的凹陷表面，沿轴向预留一条对接缝，在拼接产生的缝隙处填充发泡胶，然后制袋进行固化处理获得定型蜂窝，取下所述定型蜂窝；
(3)清理所述芯模并再涂脱模剂，根据复合材料尾梁制件的外形结构将剪裁好的内蒙皮预浸料铺贴在所述芯模的外表面，然后铺贴胶膜，制袋进行预压实；再将所述定型蜂窝放置在芯模的主体分芯模(2)上的凹陷表面，铺贴胶膜，制袋进行预压实；再将裁剪好的外蒙皮预浸料铺贴在所述芯模的外表面，制袋进行预压实；获得复合材料尾梁预制体，然后进行脱模；
(4)将复合材料尾梁预制体的外型面与其中一个分外模(7)的内表面贴合后组装固定所述外模，制袋后进行固化，固化完成后降温，拆卸所述外模后脱模，制得复合材料尾梁制件。
9.根据权利要求8所述的制备一体成型复合材料尾梁的方法，其特征在于，步骤(3)所述脱模的过程是将带有复合材料尾梁预制体的芯模在-18℃下进行冷冻，待所述复合材料尾梁预制体硬化后，拆卸所述芯模。
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