CN101870172B - 飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具及其成形方法 - Google Patents

Abstract

飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具及其成形方法，属于缠绕碳纤维复合材料制造领域。它解决了现有采用连续纤维缠绕成型的飞机及航空器壳体，在成型后又在其上开出工艺孔，会使纤维断裂而影响壳体性能的问题。它的模芯与内模相固定，内模的外环表面上具有多个环形卡槽，外模与内模同轴，外模外套加压套，上盖板与模芯和内模固定，下盖板与模芯、内模和加压套固定，轴穿过上盖板和下盖板的中心孔内并与上盖板固定，外模、上盖板、下盖板和内模之间的空间为成形空间；壳体成形过程为：在模具上缠绕纵向肋和环向肋并压平，补强、再压平，再进行纵向、环向及螺旋向的壳体缠绕，再加压后，采用固化炉固化。本发明用于成形飞机及航空器的壳体。

Description

飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具及其成形方法

技术领域

本发明涉及一种飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具及其成形方法，属于缠绕碳纤维复合材料制造领域。

背景技术

随着飞机及航空器技术的日趋发展，为了满足其对射程、速度及机动性的精度要求，对其构件的结构尺寸和质量要求越来越高。目前，轻型化成为飞机及航空器发展的一个重要趋势，努力开展先进复合材料的研究和应用工作，成为飞机及航空器轻型化的重要手段之一。与其它材料相比，纤维增强高分子复合材料因具有很高的比强度、比模量，而成为飞机及航空器壳体轻型化的重要途径之一。

现有飞机及航空器壳体所采用的材料比较落后，仍大量采用铝合金、钢等常规材料，与先进的复合材料相比，铝合金、钢等的比强度、比模量偏低。例如碳纤维复合材料的比强度、比模量是铝合金、钢的6～8倍。采用比强度、比模量低的材料制造飞机及航空器的壳体，必然会增大其结构尺寸和重量，它会降低飞机及航空器的机动性，并且需要更大的推力或使其射程减小。

现有树脂基复合材料成型的工艺方法有：手糊成型、真空袋压法成型、压力袋成型、树脂注射和树脂传递成型、真空辅助树脂注射成型、夹层结构成型、模压成型、注射成型、挤出成型、纤维缠绕成型、拉挤成型、连续板材成型、层压成型、卷制成型、热冲压成型和离心浇铸成型等。复合材料壳体的制造，由于对其性能和形状有相关的要求，宜采用连续纤维缠绕成型。

连续纤维缠绕成型的复合材料制品除了具有一般纤维增强塑料制品的优点外，更具有其独特的优点：

1、比强度高：

连续纤维缠绕成型的复合材料的比强度3倍于钛，4倍于钢材，这使其在航空航天领域得以成功的应用。如美国阿特拉斯飞机及航空器的壳体原采用铝合金，重79t，改用连续纤维缠绕成型的复合材料后，重仅59t，减重约25％。采用连续纤维缠绕成型的复合材料的直径很小，这降低了微裂纹的存在程度，由于缠绕使用的增强材料是无捻粗纱，没有经过纺织和合股等工序，避免了纤维强度的损失；连续纤维缠绕成型结构还是最合理的复合材料结构，它避免了增强材料织物经纬交叉造成的应力集中，也避免了短切纤维段头的应力集中，具有更强的可设计性；采用连续纤维缠绕成型方式，可以控制缠绕纤维的方向和数量，实现产品等强度；连续纤维缠绕成型的复合材料中增强材料的含量高，可达到80％。

2、可靠性高：

材料固有的韧性或缺口敏感性会限制材料的可靠性，金属材料的韧性随其强度的提高而降低，对其进行减重和改善可靠性的实施存在相互矛盾的缺陷，而在连续纤维缠绕成型的复合材料中，这一矛盾基本解决。

3、生产效率高：

采用连续纤维缠绕成型方式来制造复合材料，机械化程度高，并且随着控制系统的不断进步、缠绕设备的不断更新，其缠绕的生产效率不断提高，并且产品质量更加稳定。

飞机及航空器壳体内部由于需要装备一些应用设备，在壳体上需设置很多工艺孔，现有采用连续纤维缠绕成型的飞机及航空器壳体，都是在壳体成型后再对其进行开口的，这种方式会造成纤维的断裂，从而影响复合材料壳体的性能。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有采用连续纤维缠绕成型的飞机及航空器壳体，在成型后又在其上开出工艺孔，会使纤维断裂而影响壳体性能的问题，提供一种飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具及其成形方法。

本发明一种飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具，它由模芯、内模、外模、上盖板、下盖板和轴组成，

模芯具有圆台式外表面，并为中空结构，内模套在模芯的外表面的侧面上，并紧密固定，内模的外环表面上具有多个环形卡槽，所述多个环形卡槽相互平行，且均与模芯的底面相平行，

内模外设置有外模，外模与内模同轴，加压套具有圆台式侧壁，上端面为向内突出的圆环，下端面为向外突出的圆环，加压套套在外模的外表面上，且其内表面与所述外模的外表面紧密接触，

上盖板为带有中心孔的圆盘，罩在模芯与内模的上端，并且其侧壁与外模的内壁紧密接触，加压套的上端面与上盖板和模芯通过连接件固定连接，加压套的外侧壁上均匀分布12个纵向肋板；

下盖板为带有中心孔的圆盘，并且上表面具有环形内卡槽和环形外卡槽，外模的底端和加压套的底端嵌入所述环形外卡槽内，模芯的底端和内模的底端嵌入所述环形内卡槽内，加压套的下端面和模芯的下端面与下盖板固定连接；

外模、上盖板、下盖板和内模之间的空间为成形空间；

轴穿过上盖板和下盖板的中心孔，轴的上端的侧壁上具有环形台肩，环形台肩与上盖板固定连接。

采用上述装置实现的飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的成形方法，它包括以下步骤：

步骤一、将内模、模芯、上盖板、下盖板及轴的位置相对固定后，在缠绕机上进行所述壳体纵向肋和环向肋的缠绕成形，缠绕完毕，将其从缠绕机上卸下；

步骤二、分别在上盖板和下盖板的相应位置处将壳体纵向肋割断，拆掉轴，再将外模和加压套在相应位置处安装固定好，将加压套与下盖板紧固以实现对已缠绕成形的纵向肋和环向肋的压实压平，然后拆掉外模和加压套；

步骤三、在内模的外环表面上的环形卡槽处分别固定相应的工装模具，再在纵向肋和环向肋的缠绕处填加补强预浸料进行补强，并压实压平；

步骤四、将轴再穿入上盖板和下盖板的中心孔内并固定后，再在缠绕机上进行纵向、环向及螺旋向的缠绕，直至达到壳体所要求的厚度，将其从缠绕机上卸下，并拆掉轴；

步骤五、再次将外模和加压套在相应位置处安装固定好，以对所成形壳体进行加压，压实压平后，采用固化炉进行固化；

步骤六、固化完结，先将加压套、外模、上盖板和下盖板拆掉，在所述壳体上开孔并取出工装模具，然后卸掉模芯，再将内模脱下，即得到所述碳纤维复合材料壳体。

本发明的优点是：

本发明针对现有的铝合金壳体的性能要求，利用连续纤维缠绕技术制备了碳纤维复合材料壳体，它通过在内模的外环表面上预留多个环形卡槽，使用过程中通过在环形卡槽处固定工装模具，实现对成形壳体工艺孔的预留，使壳体成形后免于再开工艺孔，所成形壳体的性能能够满足使用强度的要求，现有对壳体的最大轴压要求值为774.37KN，本发明所成形的碳纤维复合材料壳体的轴向压缩极限承载力达到1400KN。

本发明方法制备的碳纤维复合材料壳体的重量为28.98Kg，是采用铝合金材料制备的壳体重量的20％，它在满足壳体性能要求的同时大大减轻了重量。

附图说明

图1为本发明的装置结构示意图；图2为图1中加压套的俯视图；图3为图1中模芯的俯视图；图4为图1中轴的俯视图；图5为外模的俯视图；图6为内模的结构示意图；图7为本发明方法的流程图。

具体实施方式

具体实施方式一：下面结合图1至图6说明本实施方式，本实施方式由模芯1、内模2、外模3、上盖板5、下盖板6和轴7组成，

模芯1具有圆台式外表面，并为中空结构，内模2套在模芯1的外表面的侧面上，并紧密固定，内模2的外环表面上具有多个环形卡槽2-1，所述多个环形卡槽2-1相互平行，且均与模芯1的底面相平行，

内模2外设置有外模3，外模3与内模2同轴，加压套4具有圆台式侧壁，上端面为向内突出的圆环，下端面为向外突出的圆环，加压套4套在外模3的外表面上，且其内表面与所述外模3的外表面紧密接触，

上盖板5为带有中心孔的圆盘，罩在模芯1与内模2的上端，并且其侧壁与外模3的内壁紧密接触，加压套4的上端面与上盖板5和模芯1通过连接件固定连接，加压套4的外侧壁上均匀分布12个纵向肋板4-1；

下盖板6为带有中心孔的圆盘，并且上表面具有环形内卡槽和环形外卡槽，外模3的底端和加压套4的底端嵌入所述环形外卡槽内，模芯1的底端和内模2的底端嵌入所述环形内卡槽内，加压套4的下端面和模芯1的下端面与下盖板6固定连接；

外模3、上盖板5、下盖板6和内模2之间的空间为成形空间；

轴7穿过上盖板5和下盖板6的中心孔，轴7的上端的侧壁上具有环形台肩7-1，环形台肩7-1与上盖板5固定连接。

本实施方式中壳体铺层采用环向、螺旋纤维缠绕及纵向预浸带铺放工艺。铺层采用对称铺设层合板，以避免压弯耦合效应的发生。纵向内网格设计为全截面纤维纵向单向铺放，以提高轴向强度和刚度；环向内网格设计为全截面纤维环向单向铺放，以提高环向强度和刚度。轴7是模具与缠绕设备连接的主体，需满足成型过程中所必须的强度和刚度，以保证在成型过程中不发生破坏及过大的变形，而影响传递精度。轴7的材质可选用钢材，环形台肩7-1也同样需要有足够的强度和刚度，也可以选用钢材。

内模2与模芯1通过螺栓与锥销相互固定，内模2外表面上为加强筋留有槽，它为开空补强留了填料空间，内模2与外模3通过螺栓和锥销相固定，外模3上还有预留槽和工装预留孔、窝。外模3的作用是保证加压的同时又要保证成形壳体的外表面光滑平整，加压套4的作用是在缠绕壳体的过程中进行加压，及壳体缠绕完成后的加压，步骤三中的加压是为了补强预浸料平整充实，步骤五中的加压是为了壳体外表面平整光滑，厚度均一。加压套4上12个纵向肋板4-1具有对加压的加强作用，所述加压套4的上端面与加压套4的下端面分别为一个法兰，加压套4的下端面有12个孔，用来与下盖板6通过螺栓固定、加压。内模2的外环表面上预留多个环形卡槽2-1，使用过程中需在环形卡槽2-1处固定工装模具，工装模具主要是为了给成形壳体开孔而设计。其中包括一号201孔工装模具四套，二号110孔工装模具六套、三号92孔工装模具两套、四号50孔工装模具一套、五号固定栓工装模具八套。其中一号201孔工装模具、二号110孔工装模具、三号92孔工装模具和四号50孔工装模具分别有合模工装和预压工装，它们各用一个内六角螺栓和两个锥销固定在内模2上。

具体实施方式二：本实施方式与实施方式一的不同之处在于所述内模2由12片相同的纵向内模组片拼装而成。其它组成及连接关系与实施方式一相同。

本实施方式中采用12片相同的纵向内模组片拼装成内模2，使得内模2在使用的过程中便于拆卸。

具体实施方式三：本实施方式与实施方式一的不同之处在于所述外模3的材质为铝合金。其它组成及连接关系与实施方式一相同。

铝合金材质的外模3可反复使用，并且其内表面密致光滑，可满足成形壳体的表面平整度的要求。

具体实施方式四：本实施方式与实施方式一的不同之处在于所述内模2的材质为钢。其它组成及连接关系与实施方式一相同。

钢质内模2具有可反复使用，强度较高的优点，能够满足壳体成形过程中的强度要求。

具体实施方式五：下面结合图1说明本实施方式，本实施方式与实施方式一的不同之处在于所述外模3由3片相同的纵向外模组片拼装面成，所述外模3的壳体由下至上为逐渐变厚。其它组成及连接关系与实施方式一相同。

本实施方式中采用的外模3的结构便于拆卸。

具体实施方式六：下面结合图7说明本实施方式，本实施方式为基于实施方式一至五中任意一个所述的飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具的壳体成形方法，它包括以下步骤：

步骤一、将内模2、模芯1、上盖板5、下盖板6及轴7的位置相对固定后，在缠绕机上进行所述壳体纵向肋和环向肋的缠绕成形，缠绕完毕，将其从缠绕机上卸下；

步骤二、分别在上盖板5和下盖板6的相应位置处将壳体纵向肋割断，拆掉轴7，再将外模3和加压套4在相应位置处安装固定好，将加压套4与下盖板6紧固以实现对已缠绕成形的纵向肋和环向肋的压实压平，然后拆掉外模3和加压套4；

步骤三、在内模2的外环表面上的环形卡槽2-1处分别固定相应的工装模具，再在纵向肋和环向肋的缠绕处填加补强预浸料进行补强，并压实压平；

步骤四、将轴7再穿入上盖板5和下盖板6的中心孔内并固定后，再在缠绕机上进行纵向、环向及螺旋向的缠绕，直至达到壳体所要求的厚度，将其从缠绕机上卸下，并拆掉轴7；

步骤五、再次将外模3和加压套4在相应位置处安装固定好，以对所成形壳体进行加压，压实压平后，采用固化炉进行固化；

步骤六、固化完结，先将加压套4、外模3、上盖板5和下盖板6拆掉，在所述壳体上开孔并取出工装模具，然后卸掉模芯1，再将内模2脱下，即得到所述碳纤维复合材料壳体。

步骤三中所述的填加补强预浸料进行补强，并压实压平，需反复进行补强和压实压平，直至达到填加补强预浸料和外模3的内表面同曲面且内部密实。

所述步骤五中采用固化炉进行固化的条件为：首先将固化炉内的温度从室温升至100℃，保温2h；再升温至140℃，保温3h；再升温至160℃，保温2h；然后降至室温，固化过程结束。

采用固化炉进行固化，将固化炉进行升温的速度为1-2℃/min。

采用固化炉进行固化，将固化炉进行降温的速度为0.5-1℃/min。

本实施方式中的内模2采用12片相同的纵向内模组片拼装而成，将12片内模组片按顺序用螺栓和锥销固定在模芯1上，将上盖板5和下盖板6用螺栓固定在模芯1上，穿入轴7，用四个螺栓把轴7上的环形台肩7-1与上盖板5连接在一起，在上盖板5和下盖板6各安装48个挂肋螺栓，安装完毕即可在缠绕机上进行壳体纵向肋和环向肋的成形。在成形过程中，内模2与模芯1始终固定在一起。

壳体的纵向肋和环向肋缠绕完毕后，把模具从缠绕机上卸下，在上盖板5和下盖板6的挂肋螺栓处，分别割断纵向肋，拆掉轴7，把上盖板5和下盖板6各用六个螺栓固定在模芯上，再安装外模3和加压套4，通过螺栓把加压套4在下盖板6上紧固进行加压，将纵向肋和环向肋压实压平。然扣拆掉加压套4和外模3，把各个工装模具按各自位置，用螺栓和锥销固定就位，在补强处填加补强预浸料，填满后，用预压工装压实压平，然后即可在缠绕机上进行壳体的缠绕。

Claims (10)

1.一种航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具，其特征在于：它由模芯(1)、内模(2)、外模(3)、上盖板(5)、下盖板(6)和轴(7)组成，

模芯(1)具有圆台式外表面，并为中空结构，内模(2)套在模芯(1)的外表面的侧面上，并紧密固定，内模(2)的外环表面上具有多个环形卡槽(2-1)，所述多个环形卡槽(2-1)相互平行，且均与模芯(1)的底面相平行，

内模(2)外设置有外模(3)，外模(3)与内模(2)同轴，加压套(4)具有圆台式侧壁，上端面为向内突出的圆环，下端面为向外突出的圆环，加压套(4)套在外模(3)的外表面上，且其内表面与所述外模(3)的外表面紧密接触，

上盖板(5)为带有中心孔的圆盘，罩在模芯(1)与内模(2)的上端，并且其侧壁与外模(3)的内壁紧密接触，加压套(4)的上端面与上盖板(5)和模芯(1)通过连接件固定连接，加压套(4)的外侧壁上均匀分布12个纵向肋板(4-1)；

下盖板(6)为带有中心孔的圆盘，并且上表面具有环形内卡槽和环形外卡槽，外模(3)的底端和加压套(4)的底端嵌入所述环形外卡槽内，模芯(1)的底端和内模(2)的底端嵌入所述环形内卡槽内，加压套(4)的下端面和模芯(1)的下端面与下盖板(6)固定连接；

外模(3)、上盖板(5)、下盖板(6)和内模(2)之间的空间为成形空间；

轴(7)穿过上盖板(5)和下盖板(6)的中心孔，轴(7)的上端的侧壁上具有环形台肩(7-1)，环形台肩(7-1)与上盖板(5)固定连接。

2.根据权利要求1所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具，其特征在于：所述内模(2)由12片相同的纵向内模组片拼装而成。

3.根据权利要求1所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具，其特征在于：所述外模(3)的材质为铝合金。

4.根据权利要求1所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具，其特征在于：所述内模(2)的材质为钢。

5.根据权利要求1所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具，其特征在于：所述外模(3)由3片相同的纵向外模组片拼装面成，所述外模(3)的壳体由下至上为逐渐变厚。

6.一种基于权利要求1、2、3、4或5所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具的壳体成形方法，其特征在于：它包括以下步骤：

步骤一、将内模(2)、模芯(1)、上盖板(5)、下盖板(6)及轴(7)的位置相对固定后，在缠绕机上进行所述航空器的碳纤维复合材料壳体纵向肋和环向肋的缠绕成形，缠绕完毕，将其从缠绕机上卸下；

步骤二、分别在上盖板(5)和下盖板(6)的相应位置处将碳纤维复合材料壳体纵向肋割断，拆掉轴(7)，再将外模(3)和加压套(4)在相应位置处安装固定好，将加压套(4)与下盖板(6)紧固以实现对已缠绕成形的纵向肋和环向肋的压实压平，然后拆掉外模(3)和加压套(4)；

步骤三、在内模(2)的外环表面上的环形卡槽(2-1)处分别固定相应的 工装模具，再在纵向肋和环向肋的缠绕处填加补强预浸料进行补强，并压实压平；

步骤四、将轴(7)再穿入上盖板(5)和下盖板(6)的中心孔内并固定后，再在缠绕机上进行纵向、环向及螺旋向的缠绕，直至达到碳纤维复合材料壳体所要求的厚度，将其从缠绕机上卸下，并拆掉轴(7)；

步骤五、再次将外模(3)和加压套(4)在相应位置处安装固定好，以对所成形碳纤维复合材料壳体进行加压，压实压平后，采用固化炉进行固化；

步骤六、固化完结，先将加压套(4)、外模(3)、上盖板(5)和下盖板(6)拆掉，在所述航空器的碳纤维复合材料壳体上开孔并取出工装模具，然后卸掉模芯(1)，再将内模(2)脱下，即得到所述碳纤维复合材料壳体。

7.根据权利要求6所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的成形方法，其特征在于：步骤三中所述的填加补强预浸料进行补强，并压实压平，需反复进行补强和压实压平，直至达到填加补强预浸料和外模(3)的内表面同曲面且内部密实。

8.根据权利要求6所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的成形方法，其特征在于：所述步骤五中采用固化炉进行固化的条件为：首先将固化炉内的温度从室温升至100℃，保温2h；再升温至140℃，保温3h；再升温至160℃，保温2h；然后降至室温，固化过程结束。

9.根据权利要求8所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的成形方法，其特征在于：采用固化炉进行固化，将固化炉进行升温的速度为1-2℃/min。

10.根据权利要求8所述的航空器的碳纤维复合材料壳体的成形方法，其特征在于：采用固化炉进行固化，将固化炉进行降温的速度为0.5-1℃/min。 

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