CN111038686A - 复合材料主起支架及其制造装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合材料主起支架及其制造装配方法，属于航空飞行器配件的技术领域。复合材料主起支架包括弧形板和侧支板；弧形板与侧支板均采用复合材料制作，并且弧形板与侧支板之间为一体成型；弧形板用于连接航空飞行器的机身下部，侧支板的数量为两个，两个侧支板分别连接在弧形板的两个端面，两个侧支板分别用于连接两个轮毂。解决了现有技术中，主起支架采用金属的材质，整体重量沉；采用两个液压杆和轮毂支撑的方式，主起支架的重量沉，操作费力，通用性能差的技术问题。本发明的弧形板和侧支板均采用复合材料制作，整体重量轻；在弧形板的两端分别连接一个侧支板，每个侧支板上连接轮毂，整个支架的重量轻，通用性好。

Description

复合材料主起支架及其制造装配方法

技术领域

本发明涉及航空飞行器配件的技术领域，具体的涉及一种复合材料主起支架及其制造装配方法。

背景技术

主起落架是航空飞行器下部用于起飞、降落、在地面滑行时支撑航空飞行器、地面移动的附件装置，是航空飞行器不可或缺的一部分，作为航空飞行器重要的具有承力兼操纵性的部件，在航空飞行器安全起降的过程中，担负着及其重要的使命。

现有技术中，主起落架采用液压杆的结构，即：采用两个液压杆，两个液压杆的上端连接航空飞行器的机身的下部，两个液压杆的下端分别连接左轮毂、右轮毂。利用两个液压杆不但支撑航空飞行器的机体，还能够对航空飞行器降落时所产生的冲击力进行缓冲，提高航空飞行器降落时的稳定性，确保航空飞行器的机体稳定的在地面上滑行。

为了提高主起支架的使用性能，主起支架多采用金属材质制作，这样就造成主起支架的整体重量比较沉，使用起来费力；采用轮毂支撑和液压减震支撑相结合的方式，结构复杂，增加了主起支架的结构重量，还降低了其通用性，造成维修不便。

采用轮毂支撑和液压减震支撑相结合的方式，在制造的过程中，制作工序复杂，降低了生产效率。

发明内容

本发明的目的在于提供一种复合材料主起支架，以解决现有技术中存在的，主起支架采用金属的材质，整体重量沉；采用两个液压杆和轮毂支撑的方式，主起支架的重量沉，操作费力，通用性能差的技术问题。

本发明的目的在于提供一种复合材料主起支架的制造装配方法，以解决现有技术中存在的，采用轮毂支撑和液压减震支撑的方式，制造过程复杂，生产效率低的技术问题。

本发明提供的一种复合材料主起支架，包括弧形板和侧支板；

弧形板与侧支板均采用复合材料制作，并且弧形板与侧支板之间为一体成型；

弧形板用于连接航空飞行器的机身下部，侧支板的数量为两个，两个侧支板分别连接在弧形板的两个端面，两个侧支板分别用于连接两个轮毂。

进一步的，弧形板的中间连接面位置的厚度a的数值大于其端面位置的厚度b的数值。

进一步的，弧形板的端面位置的厚度b的数值与侧支板的厚度c的数值相同。

进一步的，弧形板的中间连接面位置的厚度a的取值范围在28mm～30mm之间；

侧支板的厚度c的取值范围在18mm～20mm之间。

进一步的，弧形板的端面向内弯曲的弧度α的取值范围在2°～3°之间，公差取值为正负0.5°。

进一步的，弧形板的两个端面之间的夹角β的取值范围在160°～170°之间。

进一步的，弧形板的中间连接面位置与弧形板的端面位置之间的夹角γ的取值范围在6°～7°之间。

进一步的，弧形板的中间连接面位置设有机身定位孔，机身定位孔的数量为均布的多个。

进一步的，侧支板上设有轮毂安装孔和轮毂定位孔；

轮毂安装孔用于安装轮毂；

轮毂定位孔的数量为多个，多个轮毂定位孔用于对轮毂的安装位置锁定。

本发明提供的一种复合材料主起支架的制造装配方法，包括如下步骤：

(a)裁切预浸料

根据主起支架芯模的各铺层的截面尺寸，采用数控裁床进行预浸料裁切；

(b)铺放预浸料

以主起支架的长度方向为0°方向，依次采用0°、+45°、-45°的顺序在主起支架芯模的表面进行预浸料铺放，铺放过程中，弧形板的中间连接面位置所铺放的层数大于弧形板的端面位置所铺放的层数，弧形板的端面位置所铺放的层数与侧支板所铺放的层数相同，铺放时采用激光投影进行铺层定位；

(c)主起支架成型

铺放完毕，采用真空袋对模具进行包封，然后放入热压罐内进行抽真空加热固化，固化制度为100℃/3h，固化完成后，将模具从热压罐内取出，拆卸掉真空袋，从模具脱模得到复合材料主起支架；

(d)主起支架开孔

对弧形板的中间连接面位置加工多个机身定位孔，在两个侧支板上分别加工轮毂安装孔、多个轮毂定位孔；

(e)主起支架装配

多个机身定位孔与航空飞行器的机身通过多个螺栓连接，两个侧支板上的轮毂安装孔、轮毂定位孔分别通过螺栓连接轮毂。

相对于现有技术，本发明的复合材料主起支架具有以下优势：

本发明的弧形板与侧支板均采用复合材料制作，降低了整个主起支架的重量；弧形板与侧支板之间为一体成型，提高了主起支架整体的连接结构强度；弧形板用于连接航空飞行器的机身下部位置，以对弧形板的连接位置进行限定；在弧形板的两个端面分别连接有侧支板，利用两个侧支板分别连接两个轮毂，以对两个轮毂的连接位置进行限定；本发明的弧形板和侧支板均采用复合材料制作，降低了整个支架的重量；利用弧形板、两个侧支板对两个轮毂的连接位置进行限定，有效的降低了整个主起支架的重量，操作起来更加的灵活，通用性能更强；使用时，利用复合材料的弹性和弧形板的弯曲度，实现对航空飞行器在飞行过程中所产生的冲击力进行缓冲的效果。

相对于现有技术，本发明的复合材料主起支架的制造装配方法具有以下优势：

本发明依次采用裁切预浸料、铺放预浸料、主起支架成型、主起支架开孔、主起支架装配等步骤，根据主起支架受裁情况，采用变厚度层数设计的方式，通过激光投影设备进行变厚度铺层的准确铺贴，同时，为了提高主起支架的抗弯能力，侧支板为变截面结构，有效的提高了主起支架的变形稳定性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的复合材料主起支架的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的复合材料主起支架的俯视图；

图3为本发明实施例提供的复合材料主起支架的主视图；

图4为本发明实施例提供的复合材料主起支架的后视图；

图5为本发明实施例提供的复合材料主起支架的左视图；

图6为本发明实施例提供的复合材料主起支架的制造装配方法流程图。

附图标记说明：

100-弧形板； 200-侧支板；

101-机身定位孔； 201-轮毂安装孔；

202-轮毂定位孔。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1～5所示，本发明提供的一种复合材料主起支架，包括弧形板100和侧支板200；

弧形板100与侧支板200均采用复合材料制作，并且弧形板100与侧支板200之间为一体成型；

弧形板100用于连接航空飞行器的机身下部，侧支板200的数量为两个，两个侧支板200分别连接在弧形板100的两个端面，两个侧支板200分别用于连接两个轮毂。

本发明的一个实施例中，如图1所示，弧形板100与两个侧支板200均采用复合材料制作，采用预浸料铺放的工艺制作，复合材料的增强体材料可以是玻璃纤维/碳纤维/玄武岩纤维/芳纶纤维等有机/无机纤维，纤维形式可以是短切纤维/连续纤维/纤维织物等形式，基体材料可以是热固性树脂/热塑性树脂/陶瓷基/金属基等不同材料，并通过高精度数控加工设备对主起支架的接口进行加工，保证各型面尺寸及位置精度，最后通过标准件及非标件的装配，以实现主起支架与机身及轮毂的安装。

弧形板100与两个侧支板200均采用复合材料制作，复合材料有效的降低了整个支架的重量，使整个支架操作起来更加的轻便。

弧形板100与侧支板200之间为一体成型，提高了整个支架的支撑强度，提高了主起支架的通用性，降低了维修性风险。

使用时，利用复合材料的弹性，弧形板100的结构，对航空飞行器在降落过程中所产生的冲击力进行有效的缓冲，提高了整个主起支架的结构强度和刚度，满足航空飞行器的支撑和着陆的减震需求。

进一步的，弧形板100的中间连接面位置的厚度a的数值大于其端面位置的厚度b的数值。

本发明的一个实施例中，如图2所示，a的数值大于b的数值，以使弧形板100形成中间连接面位置的厚度大于弧形板100的端面位置的厚度，形成中间厚两端薄的弧形结构，使弧形板100的中间连接面位置的支撑力强，对航空飞行器的机身的连接支撑力好。

进一步的，弧形板100的端面位置的厚度b的数值与侧支板200的厚度c的数值相同。

本发明的一个实施例中，如图2所示，b的数值与c的数值相同，以利用两个侧支板200分别从弧形板100的两端位置进行支撑，两个侧支板200的支撑面积分别与弧形板100的两个端面的支撑面积相同，确保整个主起支架的支撑力强度。

进一步的，弧形板100的中间连接面位置的厚度a的取值范围在28mm～30mm之间；

侧支板200的厚度c的取值范围在18mm～20mm之间。

本发明的一个实施例中，厚度a的取值为30mm，厚度c的取值为20mm，厚度b的取值为20mm，确保弧形板100的两端面位置的支撑力的强度大。

进一步的，弧形板100的端面向内弯曲的弧度α的取值范围在2°～3°之间，公差取值为正负0.5°。

本发明的一个实施例中，如图2所示，弧形板100的端面向内弯曲的弧度α的取值为3°，使弧形板100的端面的弯曲度达到最佳。

进一步的，弧形板100的两个端面之间的夹角β的取值范围在160°～170°之间。

本发明的一个实施例中，如图2所示，弧形板100的两个端面之间的夹角β的取值为160°，确保整个弧形板100的弯曲度达到最优。

进一步的，弧形板100的中间连接面位置与弧形板100的端面位置之间的夹角γ的取值范围在6°～7°之间。

本发明的一个实施例中，如图5所示，弧形板100的中间连接面位置与弧形板100的端面位置之间的夹角γ的取值为6°，使弧形板100的侧面形成上宽下窄的形状。

进一步的，弧形板100的中间连接面位置设有机身定位孔101，机身定位孔101的数量为均布的多个。

本发明的一个实施例中，如图1、图3、图4所示，在弧形板100的中间连接面位置设置八个均布的机身定位孔101，机身定位孔101为圆形通孔，利用八个机身定位孔101将弧形板100的中间连接面位置连接在机身下部位置，对弧形板100的连接位置进行限定。

进一步的，侧支板200上设有轮毂安装孔201和轮毂定位孔202；

轮毂安装孔201用于安装轮毂；

轮毂定位孔202的数量为多个，多个轮毂定位孔202用于对轮毂的安装位置锁定。

本发明的一个实施例中，如图1、图5所示，在侧支板200的中间靠下侧位置设置轮毂安装孔201，以使轮毂的轴直接卡接在轮毂安装孔201内进行固定。

在侧支板200的四个角的位置分别设置轮毂定位孔202，利用四个轮毂定位孔202通过四个螺钉对轮毂的安装位置进行定位锁紧。

轮毂安装孔201、轮毂定位孔202均为圆形通孔，轮毂安装孔201的孔径大于轮毂定位孔202的孔径。

如图6所示，本发明提供的一种复合材料主起支架的制造装配方法，包括如下步骤：

(a)裁切预浸料

根据主起支架芯模的各铺层的截面尺寸，采用数控裁床进行预浸料裁切；

具体的预浸料采用碳纤维织物预浸料。

(b)铺放预浸料

以主起支架的长度方向为0°方向，依次采用0°、+45°、-45°的顺序在主起支架芯模的表面进行预浸料铺放，铺放过程中，弧形板100的中间连接面位置所铺放的层数大于弧形板100的端面位置所铺放的层数，弧形板100的端面位置所铺放的层数与侧支板200所铺放的层数相同，铺放时采用激光投影进行铺层定位，以保障各变截面铺层的位置准确；

在上述铺放过程中，弧形板100的中间连接面位置所铺放的层数为150层，弧形板100的端面位置所铺放的层数为100层，侧支板200所铺放的层数为100层。

(c)主起支架成型

铺放完毕，采用真空袋对模具进行包封，然后放入热压罐内进行抽真空加热固化，固化制度为100℃/3h，固化完成后，将模具从热压罐内取出，拆卸掉真空袋，从模具脱模得到复合材料主起支架；

(d)主起支架开孔

对弧形板100的中间连接面位置加工多个机身定位孔101，在两个侧支板200上分别加工轮毂安装孔201、多个轮毂定位孔202；

(e)主起支架装配

多个机身定位孔101与航空飞行器的机身通过多个螺栓连接，两个侧支板200上的轮毂安装孔201、轮毂定位孔202分别通过螺栓连接轮毂。

在上述装配过程中，采用铰接工艺，同时，为了保证粘接的强度，对粘接面进行打磨处理。

本发明的复合材料主起支架的制造装配方法，根据主起支架受裁情况，采用变厚度铺层的设计方式，通过激光投影设备进行变厚度铺层的准确铺贴，同时，为提高主起支架的抗弯能力，主起支架的侧向形成上宽下窄的变截面结构，从而有效的提高了主起支架的变形稳定性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种复合材料主起支架，其特征在于，包括弧形板(100)和侧支板(200)；

所述弧形板(100)与所述侧支板(200)均采用复合材料制作，并且所述弧形板(100)与所述侧支板(200)之间为一体成型；

所述弧形板(100)用于连接航空飞行器的机身下部，所述侧支板(200)的数量为两个，两个所述侧支板(200)分别连接在所述弧形板(100)的两个端面，两个所述侧支板(200)分别用于连接两个轮毂。

2.根据权利要求1所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述弧形板(100)的中间连接面位置的厚度a的数值大于其端面位置的厚度b的数值。

3.根据权利要求2所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述弧形板(100)的端面位置的厚度b的数值与所述侧支板(200)的厚度c的数值相同。

4.根据权利要求3所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述弧形板(100)的中间连接面位置的厚度a的取值范围在28mm～30mm之间；

所述侧支板(200)的厚度c的取值范围在18mm～20mm之间。

5.根据权利要求1所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述弧形板(100)的端面向内弯曲的弧度α的取值范围在2°～3°之间，公差取值为正负0.5°。

6.根据权利要求1所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述弧形板(100)的两个端面之间的夹角β的取值范围在160°～170°之间。

7.根据权利要求1所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述弧形板(100)的中间连接面位置与所述弧形板(100)的端面位置之间的夹角γ的取值范围在6°～7°之间。

8.根据权利要求1所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述弧形板(100)的中间连接面位置设有机身定位孔(101)，所述机身定位孔(101)的数量为均布的多个。

9.根据权利要求1所述的复合材料主起支架，其特征在于，所述侧支板(200)上设有轮毂安装孔(201)和轮毂定位孔(202)；

所述轮毂安装孔(201)用于安装轮毂；

所述轮毂定位孔(202)的数量为多个，多个所述轮毂定位孔(202)用于对轮毂的安装位置锁定。

10.一种复合材料主起支架的制造装配方法，其特征在于，包括如下步骤：

(a)裁切预浸料

根据主起支架芯模的各铺层的截面尺寸，采用数控裁床进行预浸料裁切；

(b)铺放预浸料

以主起支架的长度方向为0°方向，依次采用0°、+45°、-45°的顺序在主起支架芯模的表面进行预浸料铺放，铺放过程中，弧形板(100)的中间连接面位置所铺放的层数大于弧形板(100)的端面位置所铺放的层数，弧形板(100)的端面位置所铺放的层数与侧支板(200)所铺放的层数相同，铺放时采用激光投影进行铺层定位；

(c)主起支架成型

铺放完毕，采用真空袋对模具进行包封，然后放入热压罐内进行抽真空加热固化，固化制度为100℃/3h，固化完成后，将模具从热压罐内取出，拆卸掉真空袋，从模具脱模得到复合材料主起支架；

(d)主起支架开孔

对弧形板(100)的中间连接面位置加工多个机身定位孔(101)，在两个侧支板(200)上分别加工轮毂安装孔(201)、多个轮毂定位孔(202)；

(e)主起支架装配

多个机身定位孔(101)与航空飞行器的机身通过多个螺栓连接，两个侧支板(200)上的轮毂安装孔(201)、轮毂定位孔(202)分别通过螺栓连接轮毂。

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