CN104743099B - 一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片及其制备方法，对叶片模具外形进行设计，包括不同强度和刚度要求的具体强化部位的设计；应用碳纤维三维预制体多部位组合编织技术对叶片主体及叶片特定强化部位进行一体化编织，得到三维立体编织结构；三维立体编织结构制备完成后，沿三维立体编织结构厚度方向作二次缝合强化处理，得到二次缝合结构；以热固性树脂胶液为基体，采用真空导入与快速热固化相结合的工艺完成所述三维立体编织结构的树脂复合工序以及最终碳纤维复合材料螺旋桨叶片的制备。多种三维立体编织结构、二次缝合技术以及真空导入与热固化相结合工艺的应用，使螺旋桨叶片的强度得到加强，使叶片的生产效率得到有效提高。
Description
技术领域
本发明涉及一种三维立体编织碳纤维复合材料螺旋桨，具体涉及到一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片及其制备方法。
背景技术
螺旋桨作为直升飞机或其它小型飞机中动力机械的关键部件。与传统材质的金属螺旋桨相比，复合材料螺旋桨具有重量轻、刚度大、低振动、耐候性强以及可灵活设计等诸多优点。复合材料螺旋桨的结构包括桨毂和叶片两个部分，而其中叶片是决定整个螺旋桨动力稳定性的主要部件，因此近十几年来，很多国家进行了新型复合材料材质的螺旋桨叶片的设计和制造，而复合材料螺旋桨叶片的结构设计及制造技术也被许多国家列为重点发展方向。
国外有关复合材料螺旋桨的应用方面有许多典型实例。在军用方面，复合材料主螺旋桨成功配装在英国Qiuetiq公司生产的“海王”XZ575直升机上；采用碳纤维及芳纶纤维制成的ASC-II复合材料螺旋叶片成功应用于Cirrus飞机公司出厂的SR-22单引擎飞机。在民用飞机方面，哈泽尔公司(Hartzell)全新的碳纤维结构“开路先锋”螺旋桨安装在Aviat公司的赫斯基(Husky)通用飞机上，可以确保其经受得住边远山区和荒野的飞行。
复合材料螺旋桨全部或部分采用纤维增强树脂进行制备，为了进一步提高复合材料螺旋桨叶片的刚度、强度，高性能碳纤维增强环氧树脂基复合材料的材质越来越多得到应用，能够减轻螺旋桨重量、抗疲劳，便于装卸维修，可以实现减震降噪、延长寿命等多种作用。但是目前的碳纤维复合材料螺旋桨基本采用模压或纤维缠绕工艺，存在纤维排布结构的层间薄弱问题，并且制作技术要求较高，流程繁琐较为不方便。鉴于这种问题，本发明采用全新的三维立体编织技术与树脂真空导入工艺相结合，实现三维编织碳纤维复合材料螺旋桨叶片的真空快速固化成型，三维立体编织技术有效提高了叶片的整体刚度和强度，消除了层间结合薄弱点，实现了不同应用场合的复合材料螺旋桨叶片的针对性结构增强设计的目的，制作过程效率较高。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是，提供一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片及其制备方法，本发明采用碳纤维三维立体编织的结构设计和真空导入快速固化成型的制备方法，以达到螺旋桨叶片特定部位力学性能强化的目的，解决叶片复材层间强度薄弱的问题。
为了解决以上技术问题，本发明的技术方案为：
一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片，其包括内部的三维立体编织结构以及浸渍固化在所述三维立体编织结构上的树脂层，所述三维立体编织结构包括三维立体编织结构的主体部分、三维立体编织结构的边缘增强结构以及沿叶片厚度方向的二次缝合结构。
一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片的制作方法，包括以下步骤：
(1)根据空气动力学原理进行叶片模具外形设计，包括不同强度和刚度要求的具体强化部位的设计；
(2)应用碳纤维三维预制体多部位组合编织技术对叶片主体及叶片特定强化部位进行一体化编织，得到三维立体编织结构；
(3)三维立体编织结构制备完成后，沿三维立体编织结构厚度方向作二次缝合强化处理，得到二次缝合结构；
(4)以热固性树脂胶液为基体，采用真空导入与快速热固化相结合的工艺完成所述三维立体编织结构的树脂复合工序以及最终碳纤维复合材料螺旋桨叶片的制备。
优选的，所述步骤(1)中叶片模具长度为1-15m，宽度为0.3-3m。
优选的，所述步骤(2)中的预制体多部位组合编织技术，采用T300、T700或高模量M40碳纤维束状加捻纱线中的一种或多种。其中，T300是指抗拉强度为3.5MPa的碳纤维，T700为抗拉强度为4.9MPa的碳纤维，M40为模量在400GPa以上的高模量碳纤维。
优选的，所述三维立体编织结构的主体部分采用三维四向或三维五向编织结构，所述三维立体编织结构的边缘增强结构采用三维五向或三维四向编织结构。
优选的，所述步骤(3)中，二次缝合强化处理的缝合纱线选用T300、T700或M40碳纤维束状加捻纱线中的一种或多种。
优选的，所述二次缝合结构的纤维重量占三维立体编织结构重量的5-40％。
优选的，所述步骤(4)中，热固化过程在大型烘箱中进行，热固化的温度为80-120℃，热固化的时间为3-6小时。
优选的，所述真空导入的真空度为0.06-0.1MPa。
优选的，所述步骤(4)中制备的螺旋桨叶的含胶量为30-60％。
优选的，所述真空度为0.08MPa，所述热固化温度为80℃，热固化时间为3小时。
优选的，所述步骤(4)中制备的螺旋桨叶的含胶量为40％。
本发明与现有复合材料螺旋桨叶片的制备技术相比具有以下主要优点：
(1)根据飞机用复合材料螺旋桨叶片的力学特性要求，进行特定部位的碳纤维预制体三维编织结构设计，通过碳纤维纱线类型组合、碳纤维纱线排布方向组合，有针对性的提高叶片特定部位强度和刚度。
(2)二次缝合处理技术。对上述三维多向立体编织预制体沿厚度方向进行二次缝编结构强化，可有效提高厚度向的强度和刚度。三维编织与二次缝合处理相结合，一次性完成预制体制备，生产效率较高。
(3)采用真空导入与快速热固化相结合的工艺，完成三维编织碳纤维复合材料螺旋桨叶片的制备，复合材料制品成型效率较高。
附图说明
图1为本发明的螺旋桨叶片的模具结构示意图；
图2为本发明的三维立体编织结构的结构示意图；
图3为本发明的二次缝合结构示意图。
其中，1、叶片主体，2、叶片边缘加强部分，3、三维立体编织结构的边缘增强结构，4、三维立体编织结构的主体部分，5、二次缝合结构。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施例进行进一步说明。
实施例一
图1为本发明的螺旋桨叶片的模具结构示意图，模具包括叶片主体1以及设置在叶片主体边缘的叶片边缘加强结构2。本发明的螺旋桨叶片的三维立体编织结构即根据图1中的模具结构编织成型。
如图2和图3所示，一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片，其包括内部的三维立体编织结构以及浸渍固化在所述三维立体编织结构上的树脂层，所述三维立体编织结构包括三维立体编织结构的主体部分4、三维立体编织结构的边缘增强结构3以及沿叶片厚度方向的二次缝合结构5。
基于图1中的模具进行三维立体编织，其中叶片内部主体的编织方案为：三维立体编织结构的主体部分4采用三维四向编织处理，纱线选用T300、T700碳纤维中的一种或两种组合，三维立体编织结构的边缘增强结构3采用三维五向编织处理，纱线选用T300、T700或M40碳纤维中的一种或多种组合。整体三维编织后的螺旋桨叶片长度为2m，宽度为0.5m。将编织成型的三维立体编织结构继续进行厚度方向的二次缝合处理，选用T700碳纤维作为增强纱线，缝合纤维比重占整体预制体纤维比重的20％，二次缝合结构示意图如图3所示。
三维编织后的碳纤维叶片预制体采用环氧树脂胶液为基体原材料，采用VARI真空导入工艺使胶液充分浸渍以上叶片预制体，整个浸渍复合过程的真空度保持在0.08MPa。浸渍树脂后的叶片于80℃固化3小时后成型，含胶量保持在40％。
实施例二
基于图1中的芯模进行三维立体编织，其中叶片内部主体的编织方案为：三维立体编织结构的主体部分4采用三维五向编织处理，纱线选用T300碳纤维，三维立体编织结构的边缘增强结构3采用三维四向编织处理，叶片边缘编织纱线选用T300、T700中的一种或两种组合。整体三维编织后的螺旋桨叶片长度为4m，宽度为1m。将编织成型的预制体继续进行厚度方向的二次缝合处理，选用T300碳纤维作为增强纱线，缝合纤维比重占整体预制体纤维比重的15％，缝合结构示意图如图3所示。
三维编织后的碳纤维叶片预制体采用环氧树脂胶液为基体原材料，采用VARI真空导入工艺使胶液充分浸渍以上叶片预制体，整个浸渍复合过程的真空度保持在0.1MPa。浸渍树脂后的叶片于90℃固化2.5小时后成型，含胶量保持在35％。
实施例三
基于图1中的芯模进行三维立体编织，其中叶片内部主体的编织方案为：三维立体编织结构的主体部分4采用三维四向编织处理，纱线选用T700碳纤维，三维立体编织结构的边缘增强结构3采用三维五向编织处理，叶片边缘编织纱线选用T300、T700中的一种或两种组合。整体三维编织后的螺旋桨叶片长度为3m，宽度为0.6m。将编织成型的预制体继续进行厚度方向的二次缝合处理，选用T700碳纤维作为增强纱线，缝合纤维比重占整体预制体纤维比重的25％，缝合结构示意图如图3所示。
三维编织后的碳纤维叶片预制体采用环氧树脂胶液为基体原材料，采用VARI真空导入工艺使胶液充分浸渍以上叶片预制体，整个浸渍复合过程的真空度保持在0.08MPa。浸渍树脂后的叶片于80℃固化2小时后成型，含胶量保持在38％。
上述虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了描述，但并非对发明保护范围的限制，所属领域技术人员应该明白，在本发明的技术方案的基础上，本领域技术人员不需要付出创造性劳动即可做出的各种修改或变形仍在本发明的保护范围内。
Claims (2)
1.一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片的制作方法，包括以下步骤：
(1)根据空气动力学原理进行叶片模具外形设计，包括不同强度和刚度要求的具体强化部位的设计，叶片模具长度为1-15m，宽度为0.3-3m；
(2)应用碳纤维三维预制体多部位组合编织技术对叶片主体及叶片特定强化部位进行一体化编织，得到三维立体编织结构，预制体多部位组合编织技术，采用T300、T700或M40碳纤维束状加捻纱线中的一种或多种；
(3)三维立体编织结构制备完成后，沿三维立体编织结构厚度方向作二次缝合强化处理，得到二次缝合结构，二次缝合强化处理的缝合纱线选用T300、T700或M40碳纤维束状加捻纱线中的一种或多种，二次缝合结构的纤维重量占三维立体编织结构重量的5-40％；
(4)以热固性树脂胶液为基体，采用真空导入与快速热固化相结合的工艺完成所述三维立体编织结构的树脂复合工序以及最终碳纤维复合材料螺旋桨叶片的制备；
热固化过程在大型烘箱中进行，热固化的温度为80-120℃，热固化的时间为3-6小时；
真空导入的真空度为0.06-0.1MPa；
制得的飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片，其包括内部的三维立体编织结构以及浸渍固化在所述三维立体编织结构上的树脂层，所述三维立体编织结构包括三维立体编织结构的主体部分、三维立体编织结构的边缘增强结构以及沿叶片厚度方向的二次缝合结构；
三维立体编织结构的主体部分采用三维四向或三维五向编织结构，所述三维立体编织结构的边缘增强结构采用三维五向或三维四向编织结构。
2.根据权利要求1所述的制作方法，其特征在于：所述真空度为0.08MPa，所述热固化温度为80℃，热固化时间为3小时。
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