CN108262993A - 一种民用飞机方向舵的铺层结构和一体成型工艺 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种民用飞机方向舵的铺层结构和一体成型工艺，该工艺包括以下步骤：1)将表层材料固定到模具上；2)在表层材料的背面铺贴预浸料并预抽真空，压实内纤维层及表面材料；3)粘接泡沫层，并预抽真空；4)在泡沫层表面铺贴预浸料，形成夹心结构；5)抽真空；6)将产品送入热压罐中，根据热压罐设定程序进行固化成型。本发明使得方向舵在各方向均能获得很高的强度的同时可大大减轻重量；可简化成型工序，降低成型成本。本发明提供的民用飞机方向舵的铺层结构和一体成型工艺，通过一体成型多次预抽真空的方式；使方向舵各方向均能获得很高的强度；减轻了民用飞机方向舵的重量；简化了成型工序，大大降低了成型成本。

Description

一种民用飞机方向舵的铺层结构和一体成型工艺
技术领域
本发明涉及一种铺层结构和一体成型工艺，具体涉及一体成型的方法制作轻质高强的复合材料民用飞机方向舵的铺层结构和一体成型工艺。
背景技术
1.某民用飞机方向舵位于飞机尾翼的后面，是用于飞机转向的部件。方向舵结构主要由蒙皮和三个加强肋组成，内部为空心结构，蒙皮和加强肋都为泡沫夹芯复合材料。
2.热压罐固化成型是航空航天复合材料结构件的传统的制造工艺，它具有产品重复性好、纤维体积含量高、孔隙率低或无孔隙、力学性能可靠等优点。但热压罐固化存在耗能高以及运行成本高等缺点。
3.目前飞机方向舵需两到三次热压罐固化，上下壁板一般采用胶接结构连接，操作繁琐且所耗费设备工时、人工工时巨大。且固化次数增加容易造成配合协调可靠性差，胶接不良等问题。
发明内容
针对上述问题，本发明的主要目的在于提供一种一体成型的方法制作轻质高强的复合材料民用飞机方向舵的铺层结构和一体成型工艺。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种民用飞机方向舵的一体成型工艺，所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺包括如下步骤：
步骤1：将表层材料固定到模具上；
步骤2：在表层材料的背面铺贴1～2层角度玻璃纤维预浸料，再贴上5～10层角度碳纤维预浸料，利用真空袋膜预抽真空，压实内纤维层并使内纤维层与表面材料贴实；
步骤3：将泡沫利用片胶粘接于内纤维层上，利用真空袋膜预抽真空，使泡沫与内纤维层贴实；
步骤4：在泡沫的表面先铺贴一层片胶，后铺贴5～10层角度碳纤维预浸料；
步骤5：利用真空袋膜抽真空，真空度抽至-0.097MPa以下；压实外纤维层5，使外纤维层与泡沫贴实；
步骤6：将产品送入热压罐中，根据热压罐设定程序进行固化成型；
步骤7：取出产品。
在本发明的具体实施例子中，在表层材料固定前，模具表面需均匀涂抹一层脱模剂。
在本发明的具体实施例子中，步骤2中所述的角度玻璃纤维预浸料铺设角度为0°、90°以及20～50°和-20～-50°中一种或多种角度的复合。
在本发明的具体实施例子中，所述步骤2中玻璃纤维预浸料纤维密度250～400g/m2，树脂为环氧树脂，含量35～45％。
在本发明的具体实施例子中，所述步骤2和步骤4中的角度碳纤维预浸料为东丽T700，纤维密度120～300g/m2，树脂为环氧树脂，含量30～40％。
在本发明的具体实施例子中，所述步骤4中的角度碳纤维预浸料铺设角度为0°、90°以及20～50°和-20～-50°中一种或多种角度的复合。
在本发明的具体实施例子中，所述泡沫的材料为PVC、PMI、PMMA中的一种。
在本发明的具体实施例子中，所述步骤(6)中所述热压罐设定程序如下：
第一阶段：使空气温度升温至60～80℃，升温速率为1～5℃/min，并在此温度下保温35-45min；在保温的同时进行加压，压力升至0.3～0.6MPa；
第二阶段：使空气温度升温至135±5℃，升温速率为1～5℃/min，并在此温度下保温150-200min；
第三阶段：降温：空气温度降至≤60℃，降温速率不高于2℃/min，随后对热压罐进行卸压。
一种民用飞机方向舵的铺层结构，所述的民用飞机方向舵的铺层结构从模具的贴合层到最外层依次包括如下几层：表层材料、内纤维层、泡沫、外纤维层，其中：表层材料和内纤维层之间从表层材料到内纤维层依次铺贴有1～2层角度玻璃纤维预浸料、5～10层角度碳纤维预浸料；泡沫利用片胶粘接于内纤维层上；在泡沫的表面先铺贴一层片胶，后铺贴5～10层角度碳纤维预浸料；压实外纤维层，使外纤维层与泡沫贴实。
在本发明的具体实施例子中，所述表层材料的厚度范围为：1-2mm；内纤维层的厚度范围为：1-2mm；泡沫的厚度范围为：8-10mm；外纤维层的厚度范围为：1-2mm。
本发明的积极进步效果在于：本发明提供的民用飞机方向舵的铺层结构和一体成型工艺，通过一体成型多次预抽真空的方式；1.使方向舵各方向均能获得很高的强度；2.减轻了民用飞机方向舵的重量；3.简化了成型工序，大大降低了成型成本。
附图说明
图1为本发明的整体结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
图1为本发明的整体结构示意图。如图1所示：本发明提供的民用飞机方向舵的一体成型工艺，包括如下步骤：
步骤1：将表层材料2固定到模具1上；在表层材料2固定前，模具1表面需均匀涂抹一层脱模剂。
步骤2：在表层材料2的背面铺贴1～2层角度玻璃纤维预浸料，再贴上5～10层角度碳纤维预浸料，利用真空袋膜预抽真空，压实内纤维层3并使内纤维层3与表面材料2贴实；步骤2中所述的角度玻璃纤维预浸料铺设角度为0°、90°以及20～50°和-20～-50°中一种或多种角度的复合。步骤2中玻璃纤维预浸料纤维密度250～400g/m2，树脂为环氧树脂，含量35～45％。
步骤2中的角度碳纤维预浸料为东丽T700，纤维密度120～300g/m2，树脂为环氧树脂，含量30～40％。
步骤3：将泡沫4利用片胶粘接于内纤维层3上，利用真空袋膜预抽真空，使泡沫4与内纤维层3贴实；
步骤4：在泡沫4的表面先铺贴一层片胶，后铺贴5～10层角度碳纤维预浸料；这里的角度碳纤维预浸料铺设角度为0°、90°以及20～50°和-20～-50°中一种或多种角度的复合。
步骤4中的角度碳纤维预浸料为东丽T700，纤维密度120～300g/m2，树脂为环氧树脂，含量30～40％。
步骤5：利用真空袋膜抽真空，真空度抽至-0.097MPa以下；压实外纤维层5，使外纤维层5与泡沫4贴实；
步骤6：将产品送入热压罐中，根据热压罐设定程序进行固化成型；步骤(6)中所述热压罐设定程序如下：
第一阶段：使空气温度升温至60～80℃，升温速率为1～5℃/min，并在此温度下保温35-45min；在保温的同时进行加压，压力升至0.3～0.6MPa；
第二阶段：使空气温度升温至135±5℃，升温速率为1～5℃/min，并在此温度下保温150-200min；
第三阶段：降温：空气温度降至≤60℃，降温速率不高于2℃/min，随后对热压罐进行卸压。
步骤7：取出产品。
泡沫4的材料为PVC、PMI、PMMA中的一种。
本发明中，民用飞机方向舵的铺层结构从模具1的贴合层到最外层依次包括如下几层：表层材料2、内纤维层3、泡沫4、外纤维层5，其中：表层材料2和内纤维层3之间从表层材料2到内纤维层3依次铺贴有1～2层角度玻璃纤维预浸料、5～10层角度碳纤维预浸料；泡沫4利用片胶粘接于内纤维层3上；在泡沫4的表面先铺贴一层片胶，后铺贴5～10层角度碳纤维预浸料；压实外纤维层5，使外纤维层5与泡沫4贴实。
本发明中的表层材料2的厚度范围为：1-2mm，内纤维层3的厚度范围为：1-2mm，泡沫4的厚度范围为：8-10mm，外纤维层5的厚度范围为：1-2mm。
下面是三个具体的实施例子：
实施例一：
(1)模具表面需均匀涂抹一层脱模剂。将表层材料固定到模具上；
(2)在表层材料的背面铺贴2层角度玻璃纤维预浸料，再贴上5层30°、-30°碳纤维预浸料，利用真空袋膜预抽真空，压实内纤维层并使内纤维层与表面材料贴实；
(3)将PVC泡沫层利用片胶粘接于内纤维层上，利用真空袋膜预抽真空，使泡沫与内纤维层贴实；
(4)在泡沫层表面铺贴5层40°、-40碳纤维预浸料，形成三明治夹心结构；
(5)利用真空袋膜抽真空，真空度抽至-0.097MPa以下。
(6)将产品送入热压罐中，根据热压罐设定程序进行固化成型。
热压罐设定程序如下：
第一阶段：使空气温度升温至60℃，升温速率为2℃/min，并在此温度下保温40min；在保温的同时进行加压，压力升至0.3±0.05MPa。
第二阶段：使空气温度升温至135±5℃，升温速率为2℃/min，并在此温度下保温180min。
第三阶段：降温：空气温度降至≤60℃，降温速率1℃/min，随后对热压罐进行卸压。
(7)取出产品。
实施例二：
(1)模具表面需均匀涂抹一层脱模剂，将表层材料固定到模具上；
(2)在表层材料的背面铺贴1层角度玻璃纤维预浸料，再贴上8层±50°碳纤维预浸料，利用真空袋膜预抽真空，压实内纤维层并使内纤维层与表面材料贴实；
(3)将PMI泡沫层利用片胶粘接于内纤维层上，利用真空袋膜预抽真空，使泡沫与内纤维层贴实；
(4)在泡沫层表面铺贴8层±50°碳纤维预浸料，形成三明治夹心结构；
(5)利用真空袋膜抽真空，真空度抽至-0.097MPa以下。
(6)将产品送入热压罐中，根据热压罐设定程序进行固化成型。热压罐设定程序如下：
第一阶段：使空气温度升温至80℃，升温速率为5℃/min，并在此温度下保温40min；在保温的同时进行加压，压力升至0.4±0.05MPa。
第二阶段：使空气温度升温至135±5℃，升温速率为5℃/min，并在此温度下保温180min。
第三阶段：降温：空气温度降至≤60℃，降温速率为2℃/min，随后对热压罐进行卸压。
(7)取出产品。
在上述具体实施例子中，所述玻璃纤维预浸料纤维密度250～400g/m2，树脂为环氧树脂，含量35～45％。
实施例三：
(1)模具表面需均匀涂抹一层脱模剂，将表层材料固定到模具上；
(2)在表层材料的背面铺贴1层角度玻璃纤维预浸料，再贴上10层±45°碳纤维预浸料，利用真空袋膜预抽真空，压实内纤维层并使内纤维层与表面材料贴实；
(3)将PMI泡沫层利用片胶粘接于内纤维层上，利用真空袋膜预抽真空，使泡沫与内纤维层贴实；
(4)在泡沫层表面铺贴10层±45°碳纤维预浸料，形成三明治夹心结构；
(5)利用真空袋膜抽真空，真空度抽至-0.097MPa以下。
(6)将产品送入热压罐中，根据热压罐设定程序进行固化成型。热压罐设定程序如下：
第一阶段：使空气温度升温至80℃，升温速率为3℃/min，并在此温度下保温40min；在保温的同时进行加压，压力升至0.6±0.05MPa。
第二阶段：使空气温度升温至135±5℃，升温速率为3℃/min，并在此温度下保温180min。
第三阶段：降温：空气温度降至≤60℃，降温速率为1.5℃/min，随后对热压罐进行卸压。
(7)取出产品。
在上述具体实施例子中，所述玻璃纤维预浸料纤维密度250～400g/m2，树脂为环氧树脂，含量35～45％。
在上述具体实施例子中，所述碳纤维预浸料为东丽T700，纤维密度120～300g/m2，树脂为环氧树脂，含量30～40％。
本发明提供的民用飞机方向舵的成型工艺具有以下优点：通过一体成型多次预抽真空的方式，1.使方向舵各方向均能获得很高的强度；2.减轻了民用飞机方向舵的重量；3.简化了成型工序，大大降低了成型成本。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内，本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (10)

1.一种民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺包括如下步骤：
步骤1：将表层材料固定到模具上；
步骤2：在表层材料的背面铺贴1～2层角度玻璃纤维预浸料，再贴上5～10层角度碳纤维预浸料，利用真空袋膜预抽真空，压实内纤维层并使内纤维层与表面材料贴实；
步骤3：将泡沫利用片胶粘接于内纤维层上，利用真空袋膜预抽真空，使泡沫与内纤维层贴实；
步骤4：在泡沫的表面先铺贴一层片胶，后铺贴5～10层角度碳纤维预浸料；
步骤5：利用真空袋膜抽真空，真空度抽至-0.097MPa以下；压实外纤维层5，使外纤维层与泡沫贴实；
步骤6：将产品送入热压罐中，根据热压罐设定程序进行固化成型；
步骤7：取出产品。
2.根据权利要求1所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：在表层材料固定前，模具表面需均匀涂抹一层脱模剂。
3.根据权利要求1所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：步骤2中所述的角度玻璃纤维预浸料铺设角度为0°、90°以及20～50°和-20～-50°中一种或多种角度的复合。
4.根据权利要求1所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：所述步骤2中玻璃纤维预浸料纤维密度250～400g/m2，树脂为环氧树脂，含量35～45％。
5.根据权利要求1所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：所述步骤2和步骤4中的角度碳纤维预浸料为东丽T700，纤维密度120～300g/m2，树脂为环氧树脂，含量30～40％。
6.根据权利要求1所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：所述步骤4中的角度碳纤维预浸料铺设角度为0°、90°以及20～50°和-20～-50°中一种或多种角度的复合。
7.根据权利要求1所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：所述泡沫的材料为PVC、PMI、PMMA中的一种。
8.根据权利要求1所述的民用飞机方向舵的一体成型工艺，其特征在于：所述步骤(6)中所述热压罐设定程序如下：
第一阶段：使空气温度升温至60～80℃，升温速率为1～5℃/min，并在此温度下保温35-45min；在保温的同时进行加压，压力升至0.3～0.6MPa；
第二阶段：使空气温度升温至135±5℃，升温速率为1～5℃/min，并在此温度下保温150-200min；
第三阶段：降温：空气温度降至≤60℃，降温速率不高于2℃/min，随后对热压罐进行卸压。
9.一种民用飞机方向舵的铺层结构，其特征在于：所述的民用飞机方向舵的铺层结构从模具的贴合层到最外层依次包括如下几层：表层材料、内纤维层、泡沫、外纤维层，其中：表层材料和内纤维层之间从表层材料到内纤维层依次铺贴有1～2层角度玻璃纤维预浸料、5～10层角度碳纤维预浸料；泡沫利用片胶粘接于内纤维层上；在泡沫的表面先铺贴一层片胶，后铺贴5～10层角度碳纤维预浸料；压实外纤维层，使外纤维层与泡沫贴实。
10.根据权利要求9所述的民用飞机方向舵的铺层结构，其特征在于：所述表层材料的厚度范围为：1-2mm；内纤维层的厚度范围为：1-2mm；泡沫的厚度范围为：8-10mm；外纤维层的厚度范围为：1-2mm。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109849365A (zh) * 2019-03-04 2019-06-07 保定国奥新能源工程材料科技有限责任公司 螺旋桨叶片的制造方法
CN110614781A (zh) * 2019-08-21 2019-12-27 湖南欧亚碳纤维复合材料有限公司 一种直升机机身等一体成型工艺
CN112743869A (zh) * 2020-12-18 2021-05-04 珠海市海斯比船舶工程有限公司 一种采用预浸料的船体建造方法
CN114919205A (zh) * 2021-08-24 2022-08-19 芜湖创联新材料科技有限公司 一种无人机复合材料机体结构制备方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105500730A (zh) * 2015-12-24 2016-04-20 中航复合材料有限责任公司 一种厚铺层复合材料盒体高精度成型模具及方法
CN105643955A (zh) * 2016-03-21 2016-06-08 航天材料及工艺研究所 一种碳纤维复合材料空间光学镜面高精度复制方法
CN107160753A (zh) * 2016-03-07 2017-09-15 上海奥科赛飞机有限公司 一种太阳能飞机轻量化用的复合材料
CN107161318A (zh) * 2016-03-07 2017-09-15 上海奥科赛飞机有限公司 一种太阳能飞机的蒙皮结构及其制备工艺

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105500730A (zh) * 2015-12-24 2016-04-20 中航复合材料有限责任公司 一种厚铺层复合材料盒体高精度成型模具及方法
CN107160753A (zh) * 2016-03-07 2017-09-15 上海奥科赛飞机有限公司 一种太阳能飞机轻量化用的复合材料
CN107161318A (zh) * 2016-03-07 2017-09-15 上海奥科赛飞机有限公司 一种太阳能飞机的蒙皮结构及其制备工艺
CN105643955A (zh) * 2016-03-21 2016-06-08 航天材料及工艺研究所 一种碳纤维复合材料空间光学镜面高精度复制方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109849365A (zh) * 2019-03-04 2019-06-07 保定国奥新能源工程材料科技有限责任公司 螺旋桨叶片的制造方法
CN110614781A (zh) * 2019-08-21 2019-12-27 湖南欧亚碳纤维复合材料有限公司 一种直升机机身等一体成型工艺
CN112743869A (zh) * 2020-12-18 2021-05-04 珠海市海斯比船舶工程有限公司 一种采用预浸料的船体建造方法
CN114919205A (zh) * 2021-08-24 2022-08-19 芜湖创联新材料科技有限公司 一种无人机复合材料机体结构制备方法

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