CN103600440B - 复合材料翼梁的芯模 - Google Patents

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Abstract

复合材料翼梁的芯模，涉及一种由金属组合模具组成的芯模。所述芯模包括芯型和卡具，芯型由9块金属模块组成，第五金属模具块的四个侧面分别与第二金属模具块、第四金属模具块、第六金属模具块和第八金属模具块组合，第一金属模具块与第二金属模具块和第四金属模具块组合，第三金属模具块与第二金属模具块和第六金属模具块组合，第七金属模具块与第四金属模具块和第八金属模具块组合，第九金属模具块与第六金属模具块和第八金属模具块组合。本发明提供的芯模对复合材料机翼在成型过程中，不会因为翼梁与主承力连接构件的存在而采用二次固化，利用一次固化技术，可以使复合材料机翼中梁和蒙皮之间的热应力减小，也可以控制复合材料翼梁的精度。

Description

复合材料翼梁的芯模
技术领域
本发明涉及一种由金属组合模具组成的芯模。
背景技术
复合材料以它的高比强度、比刚度而被广泛应用于航天航空领域，而复合材料机翼成型最大的优势就是一次固化成型，相比较二次固化，一次固化会减小连接区之间的热应力，同时在相同的刚度情况下，也会降低机翼的重量，所以一次固化技术就特别重要。但是作为机翼中的翼梁来说，靠近主承力构件的部位由于承受的力大，所以刚度大，导致这个部位的横向宽度大于翼稍处的横向宽度，这个就造成了一次成型的困难，因为相比较传统的模具，在取芯模的时候，都是从宽的地方取出来，但是机翼的却恰恰相反，所以针对一次固化技术，有必要选择一种更好的取模方法。同时，在安装芯模前，需要将模具固定住，固定有两个方面的原因，一个是组件固定，保证在固化过程中，金属模具不会因为热应力的存在而脱离，另一个是位置固定，在成型前可以按照设计去放置芯模的位置。
复合材料的芯模大体有三种，包括金属组合模具、可冲洗芯模和形状记忆聚合物，金属模具的最大优势就是精度，对于航空飞行器来说，最需要关心的就是精度。
发明内容
针对复合材料机翼的翼梁的一次固化问题，本发明提供了一种由金属组合模具组成的芯模。
本发明的复合材料翼梁的芯模，包括芯型和固定芯型的卡具，其特征在于所述芯型由9块金属模块组合组成，第一金属模具块、第三金属模具块、第五金属模具块和第九金属模具块分别位于芯型的四个顶角，第五金属模具块位于芯型的中间，其中第五金属模具块的四个侧面分别与第二金属模具块、第四金属模具块、第六金属模具块和第八金属模具块组合，第一金属模具块与第二金属模具块和第四金属模具块组合，第三金属模具块与第二金属模具块和第六金属模具块组合，第七金属模具块与第四金属模具块和第八金属模具块组合，第九金属模具块与第六金属模具块和第八金属模具块组合。
本发明提供的运用金属组合模具作为芯模对复合材料机翼在成型过程中，不会因为翼梁与主承力连接构件的存在而采用二次固化，利用一次固化技术，可以使复合材料机翼中梁和蒙皮之间的热应力减小，也可以控制复合材料翼梁的精度。
附图说明
图1为芯模的截面图；
图2为第二金属模具块的结构示意图；
图3为第五金属模具块的结构示意图；
图4为第一金属模具块的结构示意图；
图5为第四金属模具块的结构示意图；
图6为卡具的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案作进一步的说明，但并不局限于此，凡是对本发明技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的保护范围中。
实施例1：
如图1-6所示，本实施例提供的芯模包括芯型和卡具14，所述卡具14上设置有形状与芯型外形相对应的型腔15，在固化过程中固定芯模，并且起控制芯模位置的作用；所述芯型由9个可取出相互配合的金属模具块组合而成，其中第一金属模具块1、第三金属模具块3、第七金属模具块7和第九金属模具块9上设有上台阶11，第二金属模具块2和第八金属模具块8上设有下台阶13，第一金属模具块1和第三金属模具块3与第二金属模具块2之间通过上台阶11和下台阶13的镶嵌方式进行组合，第七金属模具块7和第九金属模具块9与第八金属模具块8之间通过上台阶11和下台阶13的镶嵌方式进行组合，第二金属模具块2、第四金属模具块4、第六金属模具块6和第八金属模具块8设有凹槽12，第五金属模具块5的四个侧面设有凸缘10，第二金属模具块2、第四金属模具块4、第六金属模具块6和第八金属模具块8与第五金属模具块5之间通过凸缘10与凹槽12的配合进行组合连接，第四金属模具块4与第一金属模具块1和第七金属模具块7之间的连接表面、第六金属模具块6与第二金属模具块2和第九金属模具块9之间的连接表面均为光滑表面。
金属模具块通过凹槽与凸缘可以相互配合，能够配合的模具具有很好的精度，为了使拐角在固化的过程中受力均匀，在卡具与芯型的四个顶角拐角处之间加有橡胶垫。
实施例2：
以在翼稍处翼梁芯模的结构为例，如图1-5所示，本实施例的芯型由9块金属模具块组合而成，其中第一金属模具块1、第二金属模具块2和第三金属模具块3与翼梁的上表面接触，第七金属模具块7、第八金属模具块8和第九金属模具块9与翼梁的下表面接触。橡胶垫分别与第一金属模具块1、第三金属模具块3、第七金属模具块7、和第九金属模具块9之间连接，可以过渡圆角。当固化结束后，首先取出第五金属模具块5，然后依次取出横向的第四金属模具块4和第六金属模具块6，然后取出与第五金属模具块5接触的第二金属模具块2和第八金属模具块8，最后取出第一金属模具块1、第三金属模具块3、第七金属模具块7和第九金属模具块9。
实施例3：
以在翼身3/4处翼梁芯模的结构为例，本实施例与实施例1不同的是，到3/4处，凹槽12和凸缘10均达到尽头，后面的1/4不再设置凸缘10和凹槽12。
实施例4：
以与主承力构件附近翼梁芯模的结构为例，由于主承力构件与翼梁之间通过阶梯形胶接连接，所以始终是翼梁与芯模的上下表面进行接触，针对不同截面的主承力构件，可以将芯模终端的截面设计成不同形状。
本实施例中，芯模的结构与实施例1的结构相同。
实施例5：
图6是本发明的固定芯模的卡具14，卡具14可以通过螺孔16与支架连接，在放置芯模的时候，先放置下面的第七金属模具块7、第八金属模具块8和第九金属模具块9，然后放置第五金属模具块5，按照凸缘10和凹槽12的组合顺滑下去，然后顺次安装第四金属模具块4和第六金属模具块6，然后安装第二金属模具块2，最后安装第一金属模具块1和第三金属模具块3，最后检查连接情况，芯模就安装完毕了。

Claims (5)

1.复合材料翼梁的芯模，包括芯型和固定芯型的卡具(14)，其特征在于所述芯型由9块金属模具块组合组成，第一金属模具块(1)、第三金属模具块(3)、第七金属模具块(7)和第九金属模具块(9)分别位于芯型的四个顶角，第五金属模具块(5)位于芯型的中间，其中第五金属模具块(5)的四个侧面分别与第二金属模具块(2)、第四金属模具块(4)、第六金属模具块(6)和第八金属模具块(8)组合，第一金属模具块(1)与第二金属模具块(2)和第四金属模具块(4)组合，第三金属模具块(3)与第二金属模具块(2)和第六金属模具块(6)组合，第七金属模具块(7)与第四金属模具块(4)和第八金属模具块(8)组合，第九金属模具块(9)与第六金属模具块(6)和第八金属模具块(8)组合。
2.根据权利要求1所述的复合材料翼梁的芯模，其特征在于所述第一金属模具块(1)、第三金属模具块(3)、第七金属模具块(7)和第九金属模具块(9)上设有上台阶(11)，第二金属模具块(2)和第八金属模具块(8)上设有下台阶(13)，第一金属模具块(1)和第三金属模具块(3)与第二金属模具块(2)之间通过上台阶(11)和下台阶(13)的镶嵌方式进行组合，第七金属模具块(7)和第九金属模具块(9)与第八金属模具块(8)之间通过上台阶(11)和下台阶(13)的镶嵌方式进行组合。
3.根据权利要求1所述的复合材料翼梁的芯模，其特征在于所述第二金属模具块(2)、第四金属模具块(4)、第六金属模具块(6)和第八金属模具块(8)设有凹槽(12)，第五金属模具块(5)的四个侧面设有凸缘(10)，第二金属模具块(2)、第四金属模具块(4)、第六金属模具块(6)和第八金属模具块(8)与第五金属模具块(5)之间通过凸缘(10)与凹槽(12)的配合进行组合连接。
4.根据权利要求1所述的复合材料翼梁的芯模，其特征在于所述第四金属模具块(4)与第一金属模具块(1)和第七金属模具块(7)之间的连接表面、第六金属模具块(6)与第二金属模具块(2)和第九金属模具块(9)之间的连接表面均为光滑表面。
5.根据权利要求1所述的复合材料翼梁的芯模，其特征在于所述芯模还包括设置在芯型的四个顶角拐角处与卡具之间的橡胶垫。
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