CN117774376A - 一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，涉及航空航天技术领域。机翼骨架由若干相互平行的工字骨架梁以及垂直于骨架梁的若干单/双面骨架肋共胶接固化而成，所述工字骨架梁通过固化完成，骨架肋采用预成型。工字骨架梁在零件成型进行铺贴、固化；骨架肋在橡胶软模上进行铺贴。预成型的骨架肋通过定位孔与若干骨架梁进行定位组合、固化。该成型方法具有易脱模以及低成本的优势，不仅能够保证骨架的成型精度和无损质量，同时降低了零件的制造成本及制造周期。
Description
技术领域
本发明涉及先进复合材料制造技术领域，特别涉及一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法。
背景技术
无人机近年来逐渐成航空领域的重要研究热点，碳纤维复合材料具有高比强度、高比模量、抗疲劳、耐腐蚀等特点，被广泛应用于航空航天领域。轻量化设计可有效提高无人机的飞行性能。
机翼作为无人机关键结构件，其主要为无人机提供升力，因而机翼需具备良好的抗冲击性能。机翼骨架主要由桁梁和肋组成。通常机翼骨架成型工艺采用二次胶接或铆接的方式，即分别将梁和肋固化成型，后采用胶膜或通过铆钉将二者进行装配连接。但采用标准件将梁与肋进行铆接会增大机翼骨架的重量。此外，复合材料经过机械加工后会产生严重损伤和弱化，其层间剪切性能降低，因此复合材料的连接方式多为胶接。
目前，复合材料成型工艺主要分为三种胶接形式：（1）二次胶接（2）共胶接（3）共固化。其中，二次胶接的形式应用最为广泛，但其有着成型周期长、装配次数多等缺点。共固化成型工艺无法应用于复杂的机翼骨架设计制造。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，该成型工艺具有易脱模以及低成本的优势，不仅能够保证骨架的成型精度和无损质量，同时降低了零件的制造成本，扩大了复合材料在无人机领域的应用。
为解决上述技术问题，本发明提供了一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，包括如下步骤：
步骤A：分模设计，根据中央翼骨架复合材料构件数模，将其结构划分成工字骨架梁和骨架肋，并根据划分成的工字骨架梁和骨架肋的结构形态设计相应的分模铺贴工装；其中，工字骨架梁采用零件成型工装固化成型，骨架肋采用橡胶软模预压成型；
步骤B：工字骨架梁成型，在两块侧挡板之间的零件成型工装上铺贴预浸料，铺贴完成后，通过定位导销进行组合定位，定位完成后铺贴工字骨架梁的C型预浸料，每3层预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤C：单面骨架肋成型，在单面橡胶软模上铺贴骨架肋预浸料，每3层骨架肋预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤D：双面骨架肋成型，在上、下橡胶模体上均铺贴骨架肋预浸料，完成后通过定位导销进行合模后采用真空袋工艺进行压实；在合模后的侧缘上铺贴预浸料，每3层骨架肋预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤E：组合，将固化完成的工字骨架梁与骨架肋通过定位导销进行组合定位、封装；
步骤F：共胶接固化，在工字骨架梁和骨架肋胶接区域铺贴一层胶膜，将固化完成的工字骨架梁和骨架肋根据定位槽进行合模组装、封装、固化；
步骤G：脱模成型，共胶接结束后，将骨架肋上的橡胶软模拆除，即获得中央翼骨架复合材料构件。
优选的，在工字骨架梁成型步骤中，工字骨架梁分为三部分进行铺贴；第一步，工字骨架梁下侧C型预浸料在零件成型工装上进行铺贴；第二步，两侧缘条在侧挡板上进行铺贴，铺贴完成后，根据定位导销进行定位组合，并在在两侧的三角间隙中填充碳捻丝；第三步，碳捻丝填充完成后，进行上侧C型预浸料铺贴，铺贴完成后在零件成型工装上进行封装、固化。
优选的，工字骨架梁的固化参数：室温升温至80℃，升温速率≤2℃/min，保温30min，保温温差80±3℃，保温结束加压至0.6Mpa，并以1.5℃/min速率升温至100℃，再以0.8℃/min速率升温至125℃，保温90min，保温偏差125±6℃。
优选的，在骨架肋成型步骤中，骨架肋分为两类，一类为单面盒状，另一类为双面盒状；
单面盒状骨架肋在单面橡胶软模上铺贴骨架肋预浸料；
双面盒状骨架肋分为三部分进行铺贴，第一步，两侧骨架肋预浸料分别在对应的橡胶软模上进行铺贴，铺贴完成后根据定位孔将两侧橡胶软模进行组合；第二步，在两侧三角空隙处填充碳捻丝；第三步，填充完成后进行缘条铺贴。
优选的，在共胶接固化步骤中，工艺参数的压力为0.3-0.8MPa，固化温度为125±6℃，固化时间为120-180min，压力施加时，从0.1MPa逐步增大到所施加压力。
优选的，在共胶接固化步骤中，固化参数：室温升温至80℃，升温速率≤2℃/min，保温30min，保温温差80±3℃，保温结束加压至0.5Mpa，并以1.25℃/min速率升温至100℃，在以0.8℃/min速率升温至125℃，保温90min，保温偏差125±6℃。
优选的，所述工字骨架梁的C型预浸料以及骨架肋预浸料均采用碳纤维织物、碳纤维单向带与胶膜组合形式。
优选的，所述橡胶软模为柔性耐高温橡胶材质，其外形是与骨架肋一致的盒状结构，材质为硅橡胶，最低耐温190℃，伸长率≥300%。
与现有技术相比，本发明的目的是通过采用橡胶软膜、零件成型工装，并辅助热压罐成型的方式，完成共胶接复合材料的中央翼骨架的制造过程，从而实现以下几项要求：
1.缩短零件成型周期，减少零件进罐、装配次数；
2.避免标准件进行铆接固定引起零件重量增加；
3.解决装配公差分配问题；
4.避免标准件与复合材料之间存在接触腐蚀的问题。
附图说明
图1是本发明提供的工字骨架梁的成型示意图；
图2是本发明提供的双面骨架肋结构示意图；
图3是本发明提供的双面骨架肋成型示意图；
图4是本发明提供的工字骨架梁与骨架肋共胶接成型示意图；
图5是本发明提供的中央翼骨架复合材料构件的结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作出的进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“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的限制。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例
本发明提供了一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，请参阅图1-5，包括如下步骤：
步骤A：分模设计，根据中央翼骨架复合材料构件数模，将其结构划分成工字骨架梁和骨架肋，并根据划分成的工字骨架梁和骨架肋的结构形态设计相应的分模铺贴工装；其中，工字骨架梁采用零件成型工装固化成型，骨架肋采用橡胶软模预压成型；
步骤B：工字骨架梁成型，在两块侧挡板之间的零件成型工装上铺贴预浸料，铺贴完成后，通过定位导销进行组合定位，定位完成后铺贴工字骨架梁的C型预浸料，每3层预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤C：单面骨架肋成型，在单面橡胶软模上铺贴骨架肋预浸料，每3层骨架肋预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤D：双面骨架肋成型，在上、下橡胶模体上均铺贴骨架肋预浸料，完成后通过定位导销进行合模后采用真空袋工艺进行压实；在合模后的侧缘上铺贴预浸料，每3层骨架肋预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤E：组合，将固化完成的工字骨架梁与骨架肋通过定位导销进行组合定位、封装；
步骤F：共胶接固化，在工字骨架梁和骨架肋胶接区域铺贴一层胶膜，将固化完成的工字骨架梁和骨架肋根据定位槽进行合模组装、封装、固化；
步骤G：脱模成型，共胶接结束后，将骨架肋上的橡胶软模拆除，即获得中央翼骨架复合材料构件。
具体的，在工字骨架梁成型步骤中，工字骨架梁分为三部分进行铺贴；第一步，工字骨架梁下侧C型预浸料在零件成型工装上进行铺贴；第二步，两侧缘条在侧挡板上进行铺贴，铺贴完成后，根据定位导销进行定位组合，并在在两侧的三角间隙中填充碳捻丝；第三步，碳捻丝填充完成后，进行上侧C型预浸料铺贴，铺贴完成后在零件成型工装上进行封装、固化。
具体的，工字骨架梁的固化参数：室温升温至80℃，升温速率≤2℃/min，保温30min，保温温差80±3℃，保温结束加压至0.6Mpa，并以1.5℃/min速率升温至100℃，再以0.8℃/min速率升温至125℃，保温90min，保温偏差125±6℃。
具体的，在骨架肋成型步骤中，骨架肋分为两类，一类为单面盒状，另一类为双面盒状；单面盒状骨架肋在单面橡胶软模上铺贴骨架肋预浸料。双面盒状骨架肋分为三部分进行铺贴，第一步，两侧骨架肋预浸料分别在对应的橡胶软模上进行铺贴，铺贴完成后根据定位孔将两侧橡胶软模进行组合；第二步，在两侧三角空隙处填充碳捻丝；第三步，填充完成后进行缘条铺贴。
具体的，在共胶接固化步骤中，工艺参数的压力为0.3-0.8MPa，固化温度为125±6℃，固化时间为120-180min，压力施加时，从0.1MPa逐步增大到所施加压力，防止直接施加压力导致橡胶软模受力不均匀。
在一些实施例中，在共胶接固化步骤中，固化参数：室温升温至80℃，升温速率≤2℃/min，保温30min，保温温差80±3℃，保温结束加压至0.5Mpa，并以1.25℃/min速率升温至100℃，在以0.8℃/min速率升温至125℃，保温90min，保温偏差125±6℃。
具体的，所述工字骨架梁的C型预浸料以及骨架肋预浸料均采用碳纤维织物、碳纤维单向带与胶膜组合形式。
具体的，所述橡胶软模为柔性耐高温橡胶材质，其外形是与骨架肋一致的盒状结构，材质为硅橡胶，最低耐温190℃，伸长率≥300%。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。
Claims (8)
1.一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A：分模设计，根据中央翼骨架复合材料构件数模，将其结构划分成工字骨架梁和骨架肋，并根据划分成的工字骨架梁和骨架肋的结构形态设计相应的分模铺贴工装；其中，工字骨架梁采用零件成型工装固化成型，骨架肋采用橡胶软模预压成型；
步骤B：工字骨架梁成型，在两块侧挡板之间的零件成型工装上铺贴预浸料，铺贴完成后，通过定位导销进行组合定位，定位完成后铺贴工字骨架梁的C型预浸料，每3层预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤C：单面骨架肋成型，在单面橡胶软模上铺贴骨架肋预浸料，每3层骨架肋预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤D：双面骨架肋成型，在上、下橡胶模体上均铺贴骨架肋预浸料，完成后通过定位导销进行合模后采用真空袋工艺进行压实；在合模后的侧缘上铺贴预浸料，每3层骨架肋预浸料铺贴完成后需采用真空袋工艺进行压实；
步骤E：组合，将固化完成的工字骨架梁与骨架肋通过定位导销进行组合定位、封装；
步骤F：共胶接固化，在工字骨架梁和骨架肋胶接区域铺贴一层胶膜，将固化完成的工字骨架梁和骨架肋根据定位槽进行合模组装、封装、固化；
步骤G：脱模成型，共胶接结束后，将骨架肋上的橡胶软模拆除，即获得中央翼骨架复合材料构件。
2.如权利要求1所述的一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，在工字骨架梁成型步骤中，工字骨架梁分为三部分进行铺贴；第一步，工字骨架梁下侧C型预浸料在零件成型工装上进行铺贴；第二步，两侧缘条在侧挡板上进行铺贴，铺贴完成后，根据定位导销进行定位组合，并在在两侧的三角间隙中填充碳捻丝；第三步，碳捻丝填充完成后，进行上侧C型预浸料铺贴，铺贴完成后在零件成型工装上进行封装、固化。
3.如权利要求2所述的一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，工字骨架梁的固化参数：室温升温至80℃，升温速率≤2℃/min，保温30min，保温温差80±3℃，保温结束加压至0.6Mpa，并以1.5℃/min速率升温至100℃，再以0.8℃/min速率升温至125℃，保温90min，保温偏差125±6℃。
4.如权利要求1所述的一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，在骨架肋成型步骤中，骨架肋分为两类，一类为单面盒状，另一类为双面盒状；
单面盒状骨架肋在单面橡胶软模上铺贴骨架肋预浸料；
双面盒状骨架肋分为三部分进行铺贴，第一步，两侧骨架肋预浸料分别在对应的橡胶软模上进行铺贴，铺贴完成后根据定位孔将两侧橡胶软模进行组合；第二步，在两侧三角空隙处填充碳捻丝；第三步，填充完成后进行缘条铺贴。
5.如权利要求1所述的一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，在共胶接固化步骤中，工艺参数的压力为0.3-0.8MPa，固化温度为125±6℃，固化时间为120-180min，压力施加时，从0.1MPa逐步增大到所施加压力。
6.如权利要求5所述的一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，在共胶接固化步骤中，固化参数：室温升温至80℃，升温速率≤2℃/min，保温30min，保温温差80±3℃，保温结束加压至0.5Mpa，并以1.25℃/min速率升温至100℃，在以0.8℃/min速率升温至125℃，保温90min，保温偏差125±6℃。
7.如权利要求1所述的一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，所述工字骨架梁的C型预浸料以及骨架肋预浸料均采用碳纤维织物、碳纤维单向带与胶膜组合形式。
8.如权利要求1所述的一种大尺寸飞机中央翼骨架共胶接热压罐成型方法，其特征在于，所述橡胶软模为柔性耐高温橡胶材质，其外形是与骨架肋一致的盒状结构，材质为硅橡胶，最低耐温190℃，伸长率≥300%。
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