CN110757838B - 一种复合材料机翼及成型装配一体化成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种复合材料机翼及成型装配一体化成型方法，通过设计制造成型装配一体化模具、制备翼肋、前缘预制件和主翼梁、装配主翼梁、前缘预制件、铺设后缘、装配翼肋、共固化等步骤整体成型得到复合材料机翼。本发明实现所有部件装配和固化一体化，还可以实现前后缘的制造，一套模具完成装配、前后缘制备和共固化，从而实现了复合材料机翼的成型装配一体化成型。

Description

一种复合材料机翼及成型装配一体化成型方法
技术领域
本发明涉及一种复合材料机翼及成型装配一体化成型方法，属于复合材料机翼成型技术领域。
背景技术
复合材料结构由于具有比金属材料更高的比强度、比模量，因此在航空航天领域得到最来越多的应用。从军用飞机到民用飞机都已经成功的采用复合材料，尤其是作为主要承载部件的机翼，需要更高的强度和刚度才能保证飞行过程的性能要求和安全性要求，因此碳纤维复合材料成为机翼结构的主要材料。
复合材料作为结构材料应用，必须要尽量避免材料的内部缺陷，包括缺胶、空隙、分层等，因此为了保证产品质量目前常用的制造工艺是热压罐、模压。机翼往往尺寸很大，难以用模压工艺制造整体的部件，如果用热压罐技术就需要比机翼尺寸更大的热压罐，而热压罐设备价格很高，因此往往采用小部件制造，然后组装的方法，例如需要大量的桁架、蒙皮结构。这样会造成大量部件需要分别制造，然后组装，装配过程多采用胶结和铆接，工序繁杂、制造时间长，需要耗费巨大的工作量，直接造成了很高的生产成本。对于无人机需要实现低成本的制造，上述制造工艺无法满足低成本制造的需求。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种实现高质量、低成本、高精度的制造和装配，降低制造成本，实现前后缘成型的复合材料机翼及成型装配一体化成型方法。
本发明的技术解决方案：一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，通过以下步骤实现：
第一步，设计制造成型装配一体化模具，
成型装配一体化模具包括翼型面模、根部卡板、端部卡板、前缘压板、后缘成型压板、肋定位压板、主翼梁限位块和翼肋固定杆，所述的翼型面模的成型面与复合材料机翼外型面一致，包括前缘型面、主翼梁型面和后缘型面，翼型面模在机翼展长方向上设置若干主翼梁限位块；
第二步，制备翼肋、前缘预制件和主翼梁；
第三步，将第二步制备的主翼梁放置在第一步制造的成型装配一体化模具的翼型面模上，通过主翼梁限位块、根部卡板和端部卡板将其定位在翼型面模的主翼梁型面上；
第四步，将第二步制备的前缘预制体放置在第一步制造的成型装配一体化模具的翼型面模上，通过在前缘压板和主翼梁将其定位在翼型面模的前缘型面上；
第五步，将第二步制备的翼肋预制体按照翼肋沿机翼长度方向分布尺寸要求，通过第一步制造的成型装配一体化模具的翼肋固定杆穿过翼肋预制体后一起放置在主翼梁上，使翼肋预制体与主翼梁完全贴合，翼肋固定杆两端通过根部卡板和端部卡板固定在翼型面模上；
第六步，将制备后缘的原料铺覆在第一步制造的成型装配一体化模具的翼型面模的后缘型面处，通过后缘成型压板压住，通过后缘成型压板、翼型面模与主翼梁定位；
第七步，将第一步制造的成型装配一体化模具的肋定位压板安装在翼肋位置处上，压住翼肋预制件、前缘预制件、主翼梁和后缘成型压板，并固定在成型装配一体化模具的翼型面模上；
第八步，共固化，整体成型得到复合材料机翼。
一种采用上述成型装配一体化成型方法得到的复合材料机翼。
本发明与现有技术相比的有益效果：
(1)本发明实现所有部件装配和固化一体化，还可以实现前后缘的制造，一套模具完成装配、前后缘制备和共固化，从而实现了复合材料机翼的成型装配一体化成型；
(2)本发明采用非热压罐成型，采用罐外成型技术，使用相配套的预浸料，仅使用真空袋压成型就可以达到机翼的质量要求；
(3)本发明实现高质量、低成本、高精度的制造和装配一体化，进一步降低制造成本；
(4)本发明实现了多部件的胶结、组装，节省多套模具的费用，实现更低的制造成本；
(5)本发明制备方法简便，可制备成本低、精度高的复合材料机翼，满足低成本的制造要求。
附图说明
图1为本发明制备工艺流程；
图2为本发明模具结构视图；
图3为本发明模具结构视图(不含肋定位压板)；
图4为本发明装配后模具沿展向侧视图。
具体实施方式
为了降低机翼的制造成本，本发明采用非热压罐制造，前后缘在装配模具上制造的整体组装成型工艺。
非热压罐制造技术需要专用的材料配合，包括预浸料和树脂，目前国外已经针对罐外成型技术开发了专用的非热压罐预浸料，并应用于商用飞机和无人机的制造。
对于装配基本为胶粘或共固化的全复合材料机翼，为了实现高质量、低成本、高精度的制造和装配，同时进一步降低制造成本，可以在装配模具上实现前后缘的成型，本发明除了实现所有部件装配和固化一体化，还可以实现前后缘的制造。
下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。
本发明如图1所示，提供一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，通过以下步骤实现：
1、设计制造成型装配一体化模具。
本发明模具如图2、3、4所示，复合材料机翼包括主翼梁、若干翼肋、前缘13和后缘14，成型装配一体化模具包括翼型面模1、根部卡板2、端部卡板3、后缘成型压板4、肋定位压板5、前缘压板6、主翼梁限位块7和翼肋固定杆8，翼型面模1的成型面与复合材料机翼外型面一致，包括前缘型面、主翼梁型面和后缘型面，翼型面模1在机翼展长方向上设置若干主翼梁限位块7，主翼梁放置在翼型面模1的主翼梁型面上，由主翼梁限位块7、根部卡板2和端部卡板3将其定位在翼型面模1上，前缘的预制体放置在翼型面模1的前缘型面上，由前缘压板6将其定位在翼型面模1上，翼肋的预制体固定在翼肋固定杆8上，翼肋固定杆8两端通过根部卡板2和端部卡板3固定在翼型面模1上，并将在翼肋的预制体定位在主翼梁的预制体上，翼型面模1上的后缘型面上铺覆后缘成型原料，并通过后缘成型压板4定位在翼型面模1上，后缘成型压板4与翼型面模1的后缘型面构成后缘成型型腔，肋定位压板5设置在翼肋固定安装位置处，两端分别与翼型面模1和后缘成型压板4固定连接，中间部分压在翼肋的预制体上，在成型过程中固定主翼梁、翼肋、前缘13和后缘14的位置。
在本发明模具后缘部分设计了后缘成型压板4，主要作用是利用机翼成型的翼型面模1的后缘型面配合后缘成型压板4对后缘进行成型和固定，从而实现后缘精确地制造。后缘成型压板4设置在肋成型压板5下面，通过肋成型压板5限位和固定，固定在翼型面模1上，保证足够的成型压力。
模具材料可以采用带木树脂、玻璃钢、碳纤维复合材料、木质以及各类近常用金属材料(铝合金、钢)，不同材料选择基准是按照工艺要求、成本、使用方便程度而定。
实际尺寸主要根据需要成型的机翼尺寸确定，模具可以采用电加热、水加热、油加热装置，并配备相应的温控装置，或者不设置加热装置，直接加热毯或用烘箱加热，具体加热形式，可以根据模具成型温度要求确定。
采用本发明模具可以实现全复合材料机翼骨架结构(包括主翼梁、翼肋、前后缘、接头等)的胶粘装配。结合湿法成型技术，可以实现部分组件的制造。
模具中主翼梁和翼肋主要通过根部卡板2、端部卡板3、主翼梁限位块7进行限位和定位，保证装配的精度。
模具中前缘通过翼型面模1和前缘压板6限位和定位，可通过翼型面模1和前缘压板6装配直接在本发明模具上成型前缘。
模具中翼肋胶粘和组装主要通过肋定位压板5和翼肋固定杆8两个组件完成，可以实现翼肋在三个方向的准确定位，并完成粘接、组装。其中翼肋固定杆8的外径比翼肋的减重孔直径略低，可以插入到减重孔并夹紧。
模具的后缘结构主要在翼型面模1上通过后缘成型压板4和肋定位压板5成型，通过翼型面模1和后缘成型压板4保证后缘的型面，通过肋定位压板5保证后缘成型压板4的定位并完全固定。
模具设计制备实例：
采用代木树脂作为翼型面模1的材料，先固化后成型模1主体，通过CNC加工出模具型面，最后做表面修正和上胶衣，完成翼型面模制造。根部卡板2和端部卡板3也采用此方法制造。模具支架9采用钢结构焊接，将翼型面模1固定在模具支架9上。
后缘成型压板的加工：采用玻璃钢复合材料作为主要材料，在成型面粘接带木树脂，然后通过CNC机加工出后缘成型面，并喷涂表面漆。
肋定位压板的加工：采用玻璃钢复合材料作为主要材料，在成型面粘接带木树脂，然后通过CNC机加工出复合翼型的翼肋外成型面，并喷涂表面漆。
采用卷管工艺制造翼肋固定杆，材料可选用碳纤维增强树脂复合材料。
2、制备翼肋、前缘预制件和主翼梁。
本步骤中主翼梁制备采用罐外袋预浸料成型工艺，翼肋和前缘可采用真空袋成型工艺，如预浸料、湿法成型等。根据机翼设计要求选择合适的树脂体系和纤维种类。根据设计要求，对翼肋进行机加工，如减重孔等。
本发明成型技术包括罐外袋压预浸料成型(OOA)和真空袋成型。作为主要承力结构件的主翼梁可以采用罐外袋压预浸料成型，作为非主承力部件的前后缘、翼肋等结构部件可以采用真空袋压预浸料或者采用真空袋湿法成型。
机翼主翼梁作为主承力件需要采用其他工艺先制造完成，然后通过根部卡板2、端部卡板3、主翼梁限位块7结构固定在翼型面模1上并限位，确保主翼梁的安装位置精度。翼型面模根部设置与主翼梁金属接头15配合的安装柱10。
前缘可以采用本发明模具预成型，然后安装在翼型面模1上，通过翼型面模1和前缘压板6限位。翼型面模1的前缘型面和前缘压板6构成前缘成型型腔，预先采用真空袋通过翼型面模和前缘压板成型前缘预制体。
翼肋可以通过加工板，再进行机械切割成所需形状和尺寸，可采用真空袋压预浸料或者采用真空袋湿法成型。
3、将步骤2制备的主翼梁放置在步骤1制造的成型装配一体化模具的翼型面模上，通过主翼梁限位块、根部卡板和端部卡板将其定位在翼型面模的主翼梁型面上。
4、将步骤2制备的前缘预制体放置在步骤1制造的成型装配一体化模具的翼型面模上，通过在前缘压板和主翼梁将其定位在翼型面模的前缘型面上。
本步骤中前缘预制体与主翼梁贴合面涂膜胶液。
5、将步骤2制备的翼肋预制体按照翼肋沿机翼长度方向分布尺寸要求，通过步骤1制造的成型装配一体化模具的翼肋固定杆穿过翼肋预制体后一起放置在主翼梁上，使翼肋预制体与主翼梁完全贴合，翼肋固定杆两端通过根部卡板和端部卡板固定在翼型面模上。
本步骤中在翼肋预制体与主翼梁的贴和部位涂上胶液。
6、将制备后缘的原料铺覆在步骤1制造的成型装配一体化模具的翼型面模的后缘型面处，通过后缘成型压板压住，通过后缘成型压板、翼型面模与主翼梁定位。
本步骤中后缘可采用预浸料，采用真空袋预浸料成型工艺成型，也可采用纤维再浸胶，采用真空袋湿法成型工艺成型，均可设置泡沫夹芯。本步骤中在主翼梁与后缘的贴和部位涂上胶液。
7、将步骤1制造的成型装配一体化模具的肋定位压板安装在翼肋位置处上，压住翼肋预制件、前缘预制件、主翼梁和后缘成型压板，并固定在成型装配一体化模具的翼型面模上。
8、共固化，整体成型得到复合材料机翼。
本步骤中固化工艺根据后缘制备采用的树脂体系确定，前缘、翼肋以及采用的粘接胶液的固化温度要与后缘树脂体系固化温度适配，确保共固化。
将模具放入烘箱加热固化，待完全固化后，部件降低到室温，取出。将机翼脱模后，修整，通过以上方法可以制造出满足精度要求的全复合材料机翼。
进一步，本发明还提供一种采用上述成型装配一体化成型方法得到的复合材料机翼。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (8)

1.一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，其特征在于，通过以下步骤实现：
第一步，设计制造成型装配一体化模具，
成型装配一体化模具包括翼型面模、根部卡板、端部卡板、前缘压板、后缘成型压板、肋定位压板、主翼梁限位块和翼肋固定杆，所述的翼型面模的成型面与复合材料机翼外型面一致，包括前缘型面、主翼梁型面和后缘型面，翼型面模在机翼展长方向上设置若干主翼梁限位块；
第二步，制备翼肋、前缘预制件和主翼梁；
所述前缘预制件通过第一步制造的成型装配一体化模具的翼型面模和前缘压板成型，翼型面模的前缘型面和前缘压板构成前缘成型型腔；
第三步，将第二步制备的主翼梁放置在第一步制造的成型装配一体化模具的翼型面模上，通过主翼梁限位块、根部卡板和端部卡板将其定位在翼型面模的主翼梁型面上；
第四步，将第二步制备的前缘预制体放置在第一步制造的成型装配一体化模具的翼型面模上，通过在前缘压板和主翼梁将其定位在翼型面模的前缘型面上；
第五步，将第二步制备的翼肋预制体按照翼肋沿机翼长度方向分布尺寸要求，通过第一步制造的成型装配一体化模具的翼肋固定杆穿过翼肋预制体后一起放置在主翼梁上，使翼肋预制体与主翼梁完全贴合，翼肋固定杆两端通过根部卡板和端部卡板固定在翼型面模上；
第六步，将制备后缘的原料铺覆在第一步制造的成型装配一体化模具的翼型面模的后缘型面处，通过后缘成型压板压住，通过后缘成型压板、翼型面模与主翼梁定位；
第七步，将第一步制造的成型装配一体化模具的肋定位压板安装在翼肋位置处上，压住翼肋预制件、前缘预制件、主翼梁和后缘成型压板，并固定在成型装配一体化模具的翼型面模上；
第八步，共固化，整体成型得到复合材料机翼。
2.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，其特征在于：所述第二步中主翼梁制备采用罐外袋预浸料成型工艺，翼肋采用真空袋成型工艺。
3.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，其特征在于：所述第四步、第五步、第六步中主翼梁与前缘预制体、翼肋预制件和后缘的贴合面涂膜胶液。
4.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，其特征在于：所述第六步中后缘采用预浸料，采用真空袋预浸料成型工艺成型；或采用纤维再浸胶，采用真空袋湿法成型工艺成型。
5.根据权利要求4所述的一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，其特征在于：所述第六步中后缘设置泡沫夹芯。
6.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，其特征在于：所述第二步中前缘预制体采用真空袋成型。
7.根据权利要求1所述的一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法，其特征在于：所述第一步中翼型面模根部设置与主翼梁金属接头配合的安装柱。
8.一种采用权利要求1至7任一所述的一种复合材料机翼成型装配一体化成型方法得到的复合材料机翼。
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