CN109822788B - 一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法，包括支座、法兰盘、压块和丝杠，丝杠螺纹连接在支座上，压块架设在丝杠一端，压块滑动连接在法兰盘内，其中，机翼架设在模具内，支座与法兰盘固连在模具一端面上，模具内滑动连接有定位轴，压块与定位轴抵接，丝杠旋转以使压块将定位轴推入机翼内或推出机翼外，本发明具有可以确保定位轴运动的方向和角度，保证定位轴运动过程中和接头轴孔配合间隙的均匀性，解决了复合材料机翼金属接头轴孔损伤的难题，降低了飞机展开试验和飞行试验的风险的优点。

Description

一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法

技术领域

本发明涉及复合材料成型技术领域，尤其涉及一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法。

背景技术

机身结构的复合材料化，可以大幅减重，增加飞机的装油量，有效提高航程和燃油经济性等性能，已成为航空航天先进结构材料的发展方向。

国外往往把复合材料的应用比例作为衡量飞机发展水平的一个重要标准，在国内航空航天领域，在飞机整体结构中复合材料机翼有逐渐取代金属机翼的趋势。

某型号机翼几乎为全复合材料机翼，只在机翼和机身连接处有一金属接头，金属接头为衬套和盖板一体式结构，主要起传递机翼载荷的作用。

机翼成型固化过程在模具中的定位通过连接金属接头轴孔的定位轴在成型工装的定位实现。

机翼的安装角和上反角(水平测量的量化指标)主要依靠定位轴和金属接头轴孔及成型模具的定位配合来控制，为保证定位精度，定位轴和金属接头轴孔设计的配合间隙较小，不大于0.03mm。由于在以前的机翼成型过程中，定位轴通过操作人员手动在成型工装中装入和拆卸，定位轴和接头轴孔配合间隙的均匀度完全通过肉眼观察，很难保证定位轴相对于成型工装的垂直角度。当定位轴和接头轴孔径法向成一定角度时，其棱边的尖锐部分可能划伤接头轴孔及成型工装底模和上模的配套轴孔，而模具轴孔的毛刺又会进一步影响定位轴的装拆过程，造成恶性循环。

因此，针对以上不足，需要提供一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题在于，针对现有技术中的缺陷，提供了一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法，包括支座、法兰盘、压块和丝杠，丝杠螺纹连接在支座上，压块架设在丝杠一端，压块滑动连接在法兰盘内，其中，机翼架设在模具内，支座与法兰盘固连在模具一端面上，模具内滑动连接有定位轴，压块与定位轴抵接，丝杠旋转以使压块将定位轴推入机翼内或推出机翼外。

通过采用上述技术方案，利用丝杠和压块自身规则的平直形状，则在推送定位轴的过程中，能保证定位轴运动方向只沿丝杠的轴线方向移动，不会产生偏移，确保定位轴运动的方向和角度，保证定位轴运动过程中和接头轴孔配合间隙的均匀性，解决了复合材料机翼金属接头轴孔损伤的难题，降低了飞机展开试验和飞行试验的风险，具有良好的可操作性和推广应用价值，可有效推动航空航天领域复合材料机翼的发展应用；同时此工装结构简单，省去多余的器件，降低操作难度，不仅生产成本低且产生的作用及效果完全能达到所需要求。

作为对本发明的进一步说明，优选地，模具包括上模和底模，机翼放置在上模与底模之间，机翼外侧包覆有中框，上模与底模均与中框抵接。

通过采用上述技术方案，设置中框起到支撑上模和底模的作用，避免机翼收到挤压而变形。

作为对本发明的进一步说明，优选地，中框两侧伸出模具外，中框两侧分别螺纹连接有若干个定位螺栓，定位螺栓分别与上模和底模侧面抵接。

通过采用上述技术方案，设置定位螺栓可对上模和底模之间的位置进行微调，保证上模和底模合模面处间隙小于0.05mm，进而保证定位轴能准确插入机翼所需位置中。

作为对本发明的进一步说明，优选地，上模和底模端面上开设有安装孔，支座与法兰盘上插接有螺栓，所述螺栓与安装孔螺纹连接，以使支座与法兰盘安装在上模或底模上。

通过采用上述技术方案，利用螺栓可稳定固定上模和底模，避免在推送定位轴时与上模或底模脱离。

作为对本发明的进一步说明，优选地，丝杠伸出支座一端固连有把手，把手长度方向与丝杠长度方向垂直。

通过采用上述技术方案，设置把手便于旋动丝杠，节省人力。

作为对本发明的进一步说明，优选地，丝杠与压块连接处固连有限位片，限位片插入压块内与压块转动连接。

通过采用上述技术方案，设置限位片不仅能起到连接丝杠和压块的作用，同时使压块与丝杠转动连接，降低旋动丝杠的摩擦力，使丝杠更易转动。

作为对本发明的进一步说明，优选地，定位轴两端均开设有倒角。

通过采用上述技术方案，开设倒角起到导向作用，使定位轴能准确插入机翼的接头轴孔，同时降低划伤机翼的风险。

本发明还提供一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装的使用方法：

1)将包覆好的机翼预制体放入底模上并装上中框；

2)合上上模，紧固中框上的定位螺钉；

3)将装脱模一体化工装通过支座固定在上模上；

4)拧动压块上方的丝杠，使压块沿法兰盘向下运动，带动压块下方的定位轴运动，直至定位轴底面和底模下端面齐平；

5)拆卸装脱模一体化工装；

6)固化后脱模，将机翼成型工装翻转，使底模在上，上模在下；

7)将装脱模一体化工装通过支座固定在底模上；

8)拧动压块上方的丝杠，使压块沿法兰盘向下运动，带动压块下方的定位轴运动，直至定位轴完全移出工装；

9)松中框两侧的定位螺钉，脱去上模及中框。

通过采用上述技术方案，能顺利实现复合材料机翼成型过程的定位，确保机翼上反角和安装角的精度要求。定位轴可以沿机翼弦平面法线方向运动，避免了定位轴装拆过程对机翼金属接头轴孔的损伤。

作为对本发明的进一步说明，优选地，机翼外包覆的材料碳纤维铺层。

通过采用上述技术方案，使机翼外表面具有较高结构强度，降低上模或底模受压时对机翼的影响，保证机翼外形不产生变化。

作为对本发明的进一步说明，优选地，装模后，将模具放入热压机中升温至180℃，加压3～5MPa后保温2h，关掉热压机电源，待模具自然冷却至40℃以下后再在底模上安装一体化工装。

通过采用上述技术方案，可使机翼稳定成型且强度增加，进而保证在实际应用中机翼的结构强度能达到所需要求。

实施本发明的，具有以下有益效果：

本发明通过独特的装脱模设计方法，可以确保定位轴运动的方向和角度，保证定位轴运动过程中和接头轴孔配合间隙的均匀性，解决了复合材料机翼金属接头轴孔损伤的难题，降低了飞机展开试验和飞行试验的风险，具有良好的可操作性和推广应用价值，可有效推动航空航天领域复合材料机翼的发展应用。

附图说明

图1为本发明的总装效果图；

图2是本发明的剖面图。

附图标记说明：

1、支座；2、法兰盘；3、压块；4、丝杠；41、把手；42、限位片；5、安装孔；6、模具；61、上模；62、底模；63、圆孔；7、中框；71、定位螺栓；8、定位轴；9、机翼。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法，结合图1、图2，包括支座1、法兰盘2、压块3和丝杠4，支座1为门字形钢架，丝杠4螺纹连接在支座1顶端中部，丝杠4长度方向竖直且伸出支座1一端固连有把手41，把手41长度方向与丝杠4长度方向垂直，设置把手41便于旋动丝杠4，节省人力；丝杠4底端固连有圆盘状的限位片42，限位片42插入压块3内与压块3转动连接，设置限位片42不仅能起到连接丝杠4和压块3的作用，同时使压块3与丝杠4转动连接，降低旋动丝杠4的摩擦力，使丝杠4更易转动；压块3为圆柱状，压块3滑动连接在法兰盘2内。

结合图1、图2，机翼9架设在模具6内，模具6包括上模61和底模62，机翼9放置在上模61与底模62之间，机翼9上开设有接头轴孔，上模61与底模62中部开设有圆孔63，圆孔63轴线分别与所述接头轴孔轴线和丝杠4轴线重合，圆孔63内滑动连接有定位轴8，定位轴8两端均开设有倒角，压块3与定位轴8抵接，丝杠4转动可将定位轴8推入或推出机翼9中的接头轴孔内，在定位轴8上开设倒角起到导向作用，使定位轴8能准确插入机翼9的接头轴孔内，同时降低划伤机翼的风险。

结合图1、图2，利用丝杠4和压块3自身规则的平直形状，则在推送定位轴8的过程中，能保证定位轴8运动方向只沿丝杠4的轴线方向移动，不会产生偏移，确保定位轴8运动的方向和角度，保证定位轴8运动过程中和接头轴孔配合间隙的均匀性，解决了复合材料机翼金属接头轴孔损伤的难题，降低了飞机展开试验和飞行试验的风险，具有良好的可操作性和推广应用价值，可有效推动航空航天领域复合材料机翼的发展应用；同时此工装结构简单，省去多余的器件，降低操作难度，不仅生产成本低且产生的作用及效果完全能达到所需要求。

结合图1、图2，机翼9外侧面包覆有中框7，上模61与底模62均与中框7抵接，中框7两侧伸出模具6外，中框7两侧分别螺纹连接有四个定位螺栓71，每两个定位螺栓71分别间隔的与上模61和底模62侧面抵接，设置中框7起到支撑上模61和底模62的作用，避免机翼9收到挤压而变形；设置定位螺栓71可对上模61和底模62之间的位置进行微调，保证上模61和底模62合模面处间隙小于0.05mm，进而保证定位轴8轴线与接头轴孔轴线重合，使定位轴8能准确插入机翼9所需位置中。

结合图1、图2，上模61和底模62端面上开设有安装孔5，支座1与法兰盘2上插接有螺栓，所述螺栓与安装孔5螺纹连接，以使支座1与法兰盘2安装在上模61或底模62上，利用螺栓可将支座1和法兰盘2稳定固定在上模61和底模62上，避免在推送定位轴8时与上模61或底模62脱离。

本发明还提供一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装的使用方法，具体方法如下：

1、模具6清理干净后，在底模62上手工逐层铺覆碳纤维铺层，制备复合材料机翼9，使机翼9外表面具有较高结构强度，降低上模61或底模62受压时对机翼9的影响，保证机翼9外形不产生变化；

2、将中框7模具套入底模62；

3、装配上模61，上模61和底模62对正后装入中框7，拧紧中框两侧部分的螺栓，侧面合模面处间隙小于0.05mm；

4、拧紧上模61和底模62四周的定位螺栓71，保证上下半模合模到位，上下合模面处间隙小于0.05mm；

5、将装脱模一体化工装的支座1和上模61对正，拧紧支座1上的紧固螺栓；

6、拧动压块3上方的丝杠4，使压块3沿法兰盘2向下运动，带动压块3下方的定位轴8运动，直至定位轴8底面和底模62下端面齐平；

完成整个装模过程

7、将模具6放入热压机中升温至180℃，加压3～5MPa后保温2h，关掉热压机电源，待模具6自然冷却至40℃以下，可使机翼9稳定成型且强度增加，进而保证在实际应用中机翼9的结构强度能达到所需要求；

8、将机翼9成型工装翻转，底模62在上，上模61在下；

9、将装脱模一体化工装的支座1和底模62对正，拧紧支座1上的紧固螺栓；

10、拧动压块3上方的丝杠4，使压块3沿法兰盘2向下运动，带动压块3下方的定位轴8运动，直至定位轴8完全移出工装；

11、将机翼9成型工装再次翻转，上模61在上，底模62在下；

12、松上模61和底模62四周的紧固螺栓，松中框7上的紧固螺栓；

13、用天车吊起移去上模61和中框7；

完成整个脱模过程。

通过上述方法，能顺利实现复合材料机翼9成型过程的定位，确保机翼9上反角和安装角的精度要求。定位轴8可以沿机翼9弦平面法线方向运动，避免了定位轴8装拆过程对机翼金属接头轴孔的损伤。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装，其特征在于，包括支座(1)、法兰盘(2)、压块(3)和丝杠(4)，丝杠(4)螺纹连接在支座(1)上，压块(3)架设在丝杠(4)一端，压块(3)滑动连接在法兰盘(2)内，其中，

模具(6)包括上模(61)和底模(62)，机翼(9)放置在上模(61)与底模(62)之间，机翼(9)外侧包覆有中框(7)，上模(61)与底模(62)均与中框(7)抵接；中框(7)两侧伸出模具(6)外，中框(7)两侧分别螺纹连接有若干个定位螺栓(71)，定位螺栓(71)分别与上模(61)和底模(62)侧面抵接；支座(1)与法兰盘(2)固连在模具(6)一端面上，模具(6)内滑动连接有定位轴(8)，压块(3)与定位轴(8)抵接，丝杠(4)旋转以使压块(3)将定位轴(8)推入机翼(9)内或推出机翼(9)外。

2.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装，其特征在于，上模(61)和底模(62)端面上开设有安装孔(5)，支座(1)与法兰盘(2)上插接有螺栓，所述螺栓与安装孔(5)螺纹连接，以使支座(1)与法兰盘(2)安装在上模(61)或底模(62)上。

3.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装，其特征在于，丝杠(4)伸出支座(1)一端固连有把手(41)，把手(41)长度方向与丝杠(4)长度方向垂直。

4.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法，其特征在于，丝杠(4)与压块(3)连接处固连有限位片(42)，限位片(42)插入压块(3)内与压块(3)转动连接。

5.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装，其特征在于，定位轴(8)两端均开设有倒角。

6.根据权利要求1-5任意一项所述的一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装的使用方法，其特征在于，

1)将包覆好的机翼(9)预制体放入底模(62)上并装上中框(7)；

2)合上上模(61)，紧固中框(7)上的定位螺钉；

3)将装脱模一体化工装通过支座(1)固定在上模(61)上；

4)拧动压块(3)上方的丝杠(4)，使压块(3)沿法兰盘(2)向下运动，带动压块(3)下方的定位轴(8)运动，直至定位轴(8)底面和底模(62)下端面齐平；

5)拆卸装脱模一体化工装；

6)固化后脱模，将机翼(9)成型工装翻转，使底模(62)在上，上模(61)在下；

7)将装脱模一体化工装通过支座(1)固定在底模(62)上；

8)拧动压块(3)上方的丝杠(4)，使压块(3)沿法兰盘(2)向下运动，带动压块(3)下方的定位轴(8)运动，直至定位轴(8)完全移出工装；

9)松中框(7)两侧的定位螺栓 (71)，脱去上模(61)及中框(7)。

7.根据权利要求6所述的一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装的使用方法，其特征在于，机翼(9)外包覆的材料碳纤维铺层。

8.根据权利要求6所述的一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装的使用方法，其特征在于，装模后，将模具(6)放入热压机中升温至180℃，加压3～5MPa后保温2h，关掉热压机电源，待模具(6)自然冷却至40℃以下后再在底模(62)上安装一体化工装。

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