CN104029397B - 一种飞机复合材料机身壁板的制备装置及制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空制造技术,涉及一种飞机复合材料机身壁板的制备装置及制备方法。本发明通过实体阳模成型帽型长桁,采用大开口框架式阴模铺叠蒙皮,成型壁板,采用帽型长桁定位工装控制长桁间距,实现帽型长桁的精确定位,完成机身壁板的制造。飞机复合材料机身壁板的制备方法中,采用通大气的方式及橡胶软模的工艺方法可以有效减少帽型长桁阴角富酯、阳角变薄的现象,提高零件的厚度均匀性;胶接组装时需要采用单向预浸料填充长桁胶接R区,并附加±45°铺层,可以缓解帽型长桁与蒙皮之间形成的R区在结构承受外载荷时导致的应力集中。胶接成型过程中的气囊作为帽型长桁与蒙皮空腔内的压力传递介质,可以有效保证蒙皮及R区胶接面的成型质量。

Description

一种飞机复合材料机身壁板的制备装置及制备方法
技术领域
本发明属于航空制造技术,涉及一种飞机复合材料机身壁板的制备装置及制备方法。
背景技术
由于复合材料具有比强度和高比模量,抗疲劳性能、耐腐蚀性能和整体成型性好等许多优异特性,其壁板结构在现代飞机结构中得到了越来越广泛的应用。复合材料帽型长桁加筋壁板能够承受机身拉压和剪切载荷的作用,其结构的总体和局部刚度好,减少了应力集中和钉孔对壁板截面积的削弱,在减重方面拥有很大的优势。将其用于飞机结构上,可比常规的金属结构减重25%-30%,而且是使飞机隐身/气动弹性等综合性能得到改善和提高。国外B787飞机和A350飞机采用阳模成型机身壁板,将固化好的帽型长桁预先埋入蒙皮铺叠模具内,这种方法是基于对模具设计、组合、加工精度水平较高的基础上实现的。由于模具通常均是采用金属材料制作,因此模具的热膨胀效应导致定位精度变差,帽型长桁在大型壁板上的组合定位及精度控制也更加困难。
发明内容
本发明的目的在于提供一种制造精度高而且组合定位及精度易控制的飞机复合材料机身壁板的制备装置及制备方法。本发明的技术解决方案是,制备装置包括蒙皮模具、帽型长桁模具及长桁定位工装,蒙皮模具为阴模,蒙皮模具的上表面为与机身外形面相对应的曲面,蒙皮模具沿垂直长桁方向的侧面上均匀随形开有一排通风孔,蒙皮模具沿长桁方向的侧面上的高度方向均匀开有通风孔,蒙皮模具沿长桁方向的侧面上的长度方向均匀开有通风孔,蒙皮模具的上表面沿长桁方向的壁板两侧在每根长桁的位置上开有定位孔;帽型长桁模具采用实体阳模,帽型长桁模具的外形面为长桁内形面,帽型长桁模具的两个端头上开有与蒙皮模具上的定位孔位置相对应的定位孔;长桁定位工装包括定位孔成型板、定位销、限位销和长桁定位装置,定位孔成型板上开有定位孔和限位孔,定位孔的位置与帽型长桁模具上的任意一个定位孔的位置相对应,限位孔的位置与帽型长桁模具上的任意一组限位孔的位置相对应,定位销与定位孔相对应,限位销与限位孔相对应,长桁定位装置安装在蒙皮模具沿长桁方向两端头的位置上,长桁定位装置上的定位孔与蒙皮模具上的定位孔位置相对应。
所述的蒙皮模具结构刚度需满足吊装和机身壁板制造工艺要求,蒙皮模具的通风孔满足热压罐内的通风和温度均匀性要求;蒙皮模具与帽型长桁模具均为Q235A钢或其他刚性大的金属材料。
蒙皮模具与帽型长桁模具均采用数控加工制造。
所述的长桁定位装置采用热膨胀系数小于制备装置的刚性材料制造,优选采用材料碳纤维/复合材料层板。
所述的长桁定位装置为可拆卸结构。
具体制备步骤如下:(1)帽型长桁铺叠和固化,按照设计要求在帽型长桁模具上铺贴预浸料并按照材料固化工艺在热压罐中固化成型,帽型长桁固化后,在帽型长桁的余量区加工出定位孔;(2)在帽型长桁铺叠和固化的同时进行蒙皮铺叠和蒙皮预处理,按照设计要求在蒙皮模具上铺贴预浸料并按照材料固化工艺在热压罐中进行压实处理;(3)胶接组装,先将帽型长桁的胶接面进行打磨处理,采用单向预浸料填充帽型长桁与蒙皮的胶接R区,并附加±45°铺层,在胶接区铺贴胶膜,将预先成型好的气囊放入帽型长桁的内腔中;单向预浸料理论宽度按公式下述公式计算: w = ( 2 - π 2 ) × r 2 / h - - - ( 1 )
式中,r为帽型长桁模具与蒙皮的胶接R区的圆角半径,h为预浸料固化厚度;通过长桁定位工装将帽型长桁定位在蒙皮模具上;
(4)机身壁板成型,用真空袋将组装好的帽型长桁定位和蒙皮模具封装,按照材料的胶接工艺进行胶接共固化。
气囊为橡胶类制品。
本发明的有益效果:
本发明的飞机复合材料机身壁板的制备装置中,由于帽型长桁模具采用实体刚性阳模形式,保证了长桁零件的内型面精度及轴线精度。蒙皮模具采用大开口双层框架式结构的阴模,用于蒙皮成型,保证壁板的外形面,有利于铺叠操作;还可以作为胶接组装的基模。在长桁模具上布置定位孔,在蒙皮模具上布置可靠、易操作、可拆卸的帽型长桁定位工装能控制长桁间距,有效保证长桁定位精度,长桁定位装置采用的材料与零件具有相同的热膨胀系数,可防止胶接过程中的热膨胀导致的长桁偏移。
本发明的制备方法制得的飞机复合材料机身壁板,在成型过程中采用通大气的方式及橡胶软模的工艺方法可以有效减少帽型长桁阴角富酯、阳角变薄的现象,提高零件的厚度均匀性;胶接组装时需要采用单向预浸料填充长桁胶接R区,并附加±45°铺层,可以缓解帽型长桁与蒙皮之间形成的R区在结构承受外载荷时导致的应力集中。胶接成型过程中的气囊作为帽型长桁与蒙皮空腔内的压力传递介质,可以有效保证蒙皮及R区胶接面的成型质量。
该装置通过实体阳模成型帽型长桁,采用大开口框架式阴模铺叠蒙皮,成型壁板,采用帽型长桁定位工装控制长桁间距,解决了帽型长桁拐角区的缺陷问题,实现了帽型长桁的精确定位,完成了机身壁板的制造。
附图说明
图1为本发明用于机身壁板蒙皮成型及胶接基模示意图,其中,1是蒙皮成型模具,2、3是通风孔,4是定位孔,5是长桁定位装置,6是长桁定位装置上的定位孔。
图2为本发明用于机身壁板帽型长桁成型模具示意图,其中,7是定位孔,8是限位孔。
图3为帽型长桁及定位孔成型装置示意图,其中,9是定位孔成型板,10是定位孔,11是限位孔,12是定位销,13是限位销。
图4为帽型长桁阴阳角示意图,其中,14是帽型长桁阴角,15是帽型长桁阳角。
图5为帽型长桁R区填充示意图,其中,16是蒙皮,17是帽型长桁,18是填料,19是±45°铺层,20为R区。
图6为帽型长桁胶接示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作详细说明。制备装置包括蒙皮模具(图1)、帽型长桁模具(图2)及长桁定位工装(图3),蒙皮模具(图1)为阴模,蒙皮模具(图1)的上表面为与机身外形面相对应的曲面1,蒙皮模具(图1)沿垂直长桁方向的侧面上均匀随形开有一排通风孔2,蒙皮模具沿长桁方向的侧面上的高度方向均匀开有通风孔3,蒙皮模具沿长桁方向的侧面上的长度方向均匀开有通风孔3,蒙皮模具(图1)的上表面沿长桁方向的壁板两侧在每根长桁的位置上开有定位孔4;帽型长桁模具(图2)采用实体阳模,帽型长桁模具(图2)的外形面为长桁内形面,帽型长桁模具(图2)的两个端头上开有与蒙皮模具(图1)上的定位孔(图4)位置相对应的定位孔[7];长桁定位工装(图3)包括定位孔成型板9、定位销12、限位销13和长桁定位装置5,定位孔成型板9上开有定位孔10和限位孔11,定位孔10的位置与帽型长桁模具(图2)上的任意一个定位孔7的位置相对应,限位孔11的位置与帽型长桁模具(图2)上的任意一组限位孔8的位置相对应,定位销12与定位孔10相对应,限位销13与限位孔11相对应,长桁定位装置5安装在蒙皮模具(图1)沿长桁方向两端头的位置上,长桁定位装置5上的定位孔6与蒙皮模具(图1)上的定位孔4位置相对应。
一种飞机复合材料机身壁板的制备装置,包括如下设计的蒙皮模具(图1)、帽型长桁模具(图2)及长桁定位工装(图3),其中,蒙皮模具(图1)为阴模,采用大开口双层框架式结构,帽型长桁模具(图2)采用实体阳模形式;帽型长桁固化后,通过长桁定位工装(图3)在帽型长桁模具(图2)上加工出定位孔,通过长桁定位装置[5]将帽型长桁定位在蒙皮模具(图1)上。
进一步地,所述的蒙皮模具(图1)结构刚度需满足吊装和机身壁板制造工艺要求,蒙皮模具(图1)的通风孔2、3满足热压罐内的通风和温度均匀性要求;蒙皮模具(图1)与帽型长桁模具(图2)均为Q235A钢或其他刚性大的金属材料。
上述制备装置中,所述的蒙皮模具(图1)与帽型长桁模具(图2)均采用数控加工制造。
上述制备装置中,所述的长桁定位装置5采用热膨胀系数小于制备装置的刚性材料制造,优选采用材料碳纤维/复合材料层板。
上述制备装置中,所述的长桁定位装置5为可拆卸结构。
本发明还提供一种利用上述制备装置的飞机复合材料机身壁板的制备方法,具体制备步骤如下:1.帽型长桁铺叠和固化;2.在帽型长桁铺叠和固化的同时进行蒙皮铺叠和蒙皮预处理;3.胶接组装;4.长桁壁板成型;其中,帽型长桁铺叠和固化过程中,通过工艺实验,确定铺叠、封装等工艺方法,发现成型过程中采用橡胶软模和通大气的方式可以有效减小阴角14富酯、阳角15变薄的现象,提高零件的厚度均匀性;且胶接组装时需要采用单向预浸料填充18长桁胶接R区20,并附加±45°铺层19,可以缓解帽型长桁17与蒙皮16之间形成的R区20在结构承受外载荷时导致的应力集中。胶接成型过程中的气囊作为帽型长桁与蒙皮空腔内的压力传递介质,可以有效保证蒙皮及R区20胶接面的成型质量。
上述制备方法中,胶接组装过程采用可拆卸的帽型长桁定位工装(图3)固定帽型长桁的位置。
进一步地,所述的气囊为橡胶类制品。
1.将帽型长桁模具(图2)清理干净,在工作面铺叠预浸料,封装过程采用橡胶软模,成型过程中采用通大气的方式以减少阴角[14]富酯、阳角[15]变薄的现象,提高零件的厚度均匀性。
2.帽型长桁固化后,将表面辅助材料去除,将帽型长桁定位孔成型板9放置在模具上,通过限位销13和限位孔11进行定位,在帽型长桁模具(图2)上成型定位孔,可以采用刚钻等工具。具有定位孔的帽型长桁经无损检测合格后待用。
3.在蒙皮模具(图1)工作面上铺叠蒙皮,经预处理后与帽型长桁胶接。
4.胶接帽型成桁时,在帽型长桁与蒙皮之间形成的R区20采用单向预浸料填充18,并附加±45°铺层19,预处理后进行胶接组装,将预先成型好的气囊放入帽型长桁内腔。
5.通过帽型长桁定位孔与安装在蒙皮模具(图1)上的帽型长桁定位装置5上的定位孔6进行定位,保证长桁轴线精度。
6.封装后,在热压罐内成型机身壁板。

Claims (7)

1.一种飞机复合材料机身壁板的制备装置,其特征在于,制备装置包括蒙皮模具、帽型长桁模具及长桁定位工装,蒙皮模具为阴模,蒙皮模具的上表面为与机身外形面相对应的曲面,蒙皮模具沿垂直长桁方向的侧面上均匀随形开有一排通风孔,蒙皮模具沿长桁方向的侧面上的高度方向均匀开有通风孔,蒙皮模具沿长桁方向的侧面上的长度方向均匀开有通风孔,蒙皮模具的上表面沿长桁方向的壁板两侧在每根长桁的位置上开有定位孔;帽型长桁模具采用实体阳模,帽型长桁模具的外形面为长桁内形面,帽型长桁模具的两个端头上开有与蒙皮模具上的定位孔位置相对应的定位孔;长桁定位工装包括定位孔成型板、定位销、限位销和长桁定位装置,定位孔成型板上开有定位孔和限位孔,定位孔的位置与帽型长桁模具上的任意一个定位孔的位置相对应,限位孔的位置与帽型长桁模具上的任意一组限位孔的位置相对应,定位销与定位孔相对应,限位销与限位孔相对应,长桁定位装置安装在蒙皮模具沿长桁方向两端头的位置上,长桁定位装置上的定位孔与蒙皮模具上的定位孔位置相对应。
2.如权利要求1所述的飞机复合材料机身壁板的制备装置,其特征在于,所述的蒙皮模具结构刚度需满足吊装和机身壁板制造工艺要求,蒙皮模具的通风孔满足热压罐内的通风和温度均匀性要求;蒙皮模具与帽型长桁模具均为Q235A钢或其他刚性大的金属材料。
3.如权利要求1所述的飞机复合材料机身壁板的制备装置,其特征在于,蒙皮模具与帽型长桁模具均采用数控加工制造。
4.如权利要求1所述的飞机复合材料机身壁板的制备装置,其特征在于,所述的长桁定位装置采用热膨胀系数小于制备装置的刚性材料制造,采用碳纤维复合材料层板。
5.如权利要求1所述的飞机复合材料机身壁板的制备装置,其特征在于,所述的长桁定位装置为可拆卸结构。
6.一种利用权利要求1所述装置制备飞机复合材料机身壁板的方法,其特征在于,具体制备步骤如下:(1)帽型长桁铺叠和固化,按照设计要求在帽型长桁模具上铺贴预浸料并按照材料固化工艺在热压罐中固化成型,帽型长桁固化后,在帽型长桁的余量区加工出定位孔;(2)在帽型长桁铺叠和固化的同时进行蒙皮铺叠和蒙皮预处理,按照设计要求在蒙皮模具上铺贴预浸料并按照材料固化工艺在热压罐中进行压实处理;(3)胶接组装,先将帽型长桁的胶接面进行打磨处理,采用单向预浸料填充帽型长桁与蒙皮的胶接R区,并附加±45°铺层,在胶接区铺贴胶膜,将预先成型好的气囊放入帽型长桁的内腔中;单向预浸料理论宽度按公式下述公式计算: w = ( 2 - π 2 ) × r 2 / h - - - ( 1 )
式中,r为帽型长桁模具与蒙皮的胶接R区的圆角半径,h为预浸料固化厚度;通过长桁定位工装将帽型长桁定位在蒙皮模具上;
(4)机身壁板成型,用真空袋将组装好的帽型长桁定位和蒙皮模具封装,按照材料的胶接工艺进行胶接共固化。
7.如权利要求6的制备装置制备飞机复合材料机身壁板的方法,其特征在于,气囊为橡胶类制品。
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