CN111572058A - 航空复合材料帽型加筋板热压罐成型芯模及包含此芯模的热压罐成型全套模具 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于航空帽型加筋板热压罐成型的带有内部结构的硅橡胶气囊芯模，包括薄层硅橡胶气囊及气囊内部放置的快卸结构，气囊精确提供成型压力，内部结构起到成型前铺丝时的支撑作用及热压罐成型时的支撑作用。可充分发挥了气囊的优点并通过内部结构解决了其固有缺点。本发明还公开了一种包含上述带内部快卸结构芯模的帽型加筋板热压罐共固化成型的全套模具组件，全套组件包括上述新型芯模，热压罐共固化成型所使用的上盖板，下盖板，及匹配帽型筋条外形的阴模。应用本发明所述的航空帽型筋条热压罐共固化成型全套模具，在固化前铺丝工序中克服了铺丝头压力导致气囊下陷问题，且无需更换模具即可在铺丝完毕后直接进行热压罐固化，而在热压罐固化成型中固化压力稳定无波动且内部芯模提供的压力精确可控，满足了航空制件的工艺要求与过程可检要求，铺丝后热压罐成型帽型筋条质量稳定，并合理控制了制造成本。

Description

航空复合材料帽型加筋板热压罐成型芯模及包含此芯模的热 压罐成型全套模具

技术领域

本发明涉及航空复合材料热压罐成型制造领域。特别的，适用于航空复合材料加筋板即复合材料帽型飞机壁板的热压罐成型制造工艺。

背景技术

由于复合材料的轻质，比刚度大，耐腐蚀以及可设计性强等优点，其越来越多的被使用在包括汽车，航空，航天，医疗以及体育器材等领域。而航空业对结构的强度和重量有严格的要求，故复合材料加筋板已大量用于航空结构件中，且使用比例逐年扩大。

在加筋板中，帽型筋条具有闭剖面，稳定性好等性质，适用于飞机壁板结构。目前成型工艺为热压罐共固化成型。其外部一般由刚性阴模进行约束来保证外形以及传压，其帽型内部由于梯形型腔的存在，需要内设芯模来进行传压。设置好模具后置于热压罐环境下进行共固化成型。此方法由于经济性优异，且能成型大尺寸壁板，而被广泛运用与飞机复合材料制造领域。目前，用于复合材料帽型空腔的芯模主要有三种，分别是：

金属芯模：此种芯模在成型后难以脱模，在实际生产中无法采用。

预制孔硅橡胶芯模：易于脱模，现已研究预制12mm圆孔或者梯形孔可以控制硅橡胶热胀从而使其传压平稳，但民机制造与检验和适航十分苛刻，并没有直接研究表明可以精确控制硅橡胶的热胀传压，同时也无法量化检验。故不适用于航空大型民机制造领域。

硅橡胶气囊芯模：传压稳定，极易脱模。但稳定性不好，中间传压不达可能影响产品质量，存在废品率高的问题。更重要的是，经过工艺改良，目前多使用自动铺丝设备在帽型筋上直接铺设蒙皮，铺设完毕后送入热压罐共固化，此方法自动化程度高，效率高。但自动铺丝头与帽型筋接触时气囊极易下陷导致铺丝弯曲等问题。

而经过改良的气囊外壁与硅橡胶复合芯模，仅对固化成型有所帮助而并不能适用于当前自动化工艺中的自动铺丝工序。亦或为了适用于铺丝工艺必须采用纯硅橡胶模具提供支撑，而铺丝完毕后需要进行繁琐的更换模具操作。

因此，设计一种在铺丝时能作为内部支撑使得铺丝头平稳运行，在热压罐共固化工艺中能平稳可检的传达压力并保持外形可控，在成型完毕后，又容易脱模的航空复合材料帽型加筋板热压罐成型模具具有重要意义。

发明内容

本发明的第一目的在于提供一种在自动铺丝过程中能提供稳定支撑，后无需更换芯模可直接热压罐成型，且在成型过程中能实现压力稳定可达、表面及几何精度符合要求、模具复材无负影响、结构简洁易拆卸的芯模及包含芯模的成套模具。具体技术方案如下：

一种含有内部结构的航空复合材料帽型加筋板热压罐成型芯模，其包含硅橡胶薄层气囊和内部结构。

所述内部结构包含上支撑结构，下支撑结构和快卸连接件。

所述硅橡胶气囊按照热压罐成型工艺进行内部充压。

以上技术方案中优选的，所述芯模材料，所述硅橡胶薄层气囊厚度在0.1至0.3mm之间；所述内部结构材料为牌号为7024的高强度轻质铝合金。

以上技术方案中优选的，锁住芯模中的内部结构，所述快卸连接件的截面外形采用圆形。

以上技术方案中优选的，芯模内部结构和气囊紧密接触；但边缘存在间隙。

应用本发明中的含有内部结构的航空复合材料帽型加筋板热压罐成型芯模，效果是：

本发明将薄层硅橡胶气囊与机械结构结合起来，充分发挥了气囊的优势，具体是：硅橡胶气囊传压稳定可控可测，脱模及其方便且成本低；同时使用内部结构克服了单气囊的缺点，具体是：1.航空大型帽型加筋板主热压罐制造工艺现需将蒙皮自动铺丝至筋条上，单气囊不足以支撑铺丝头压力，容易导致下陷与纤维皱曲。内部结构可增加其稳定性，解决存在的问题，提高铺丝质量且简化工艺。2.热压罐固化复杂环境下，增加其可控性，使其传压与稳定性更好，从而提高航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化的质量，极大减少次品率。

本发明还公开了一种航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具，具体构型及方案如下：

所述航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具包括所述含有内部结构的航空复合材料帽型加筋板热压罐成型芯模、上模板、下模板、匹配帽型加筋板外形的阴模。

以上构型及技术方案中优选的，上下模板及匹配帽型筋板外形的阴模为Invar钢(殷瓦钢)材质，含有内部结构的航空复合材料帽型加筋板热压罐成型芯模的内部结构为7024铝合金，气囊为薄硅橡胶材质。

应用本发明所公开的航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具，效果是：

本发明所公开的航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具，确定了一种航空大型复合材料帽型加筋壁板制造工艺中的模具形式，与现有方法相比，效果是：a.从根本上避免了使用纯硅橡胶预制孔芯模成型时压力不可控、不可检、不稳定的问题；b.解决了现有制造工艺与传统模具的冲突问题，包括两个方面：新制造工艺强调了一体化成型，即使用热压罐高温高压共固化成型，传统模具很难适用于热压罐和复合材料环境，对于帽型空腔很小的情况没有适当的芯模进行成型。另一方面为强调了自动化成型的新工艺路线使用了自动铺丝机器进行铺丝作业，对芯模的刚度和稳定性有了新的要求。本发明成功解决了模具和新工艺的匹配问题，对于新工艺中存在的细节问题进行了解决。

本发明所述的航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具在铺丝过程下陷量仅为传统模具的百分之二十，对铺丝质量基本无影响。成型过程中的固化压力控制也较为稳定，几乎没有波动(附图7)。

本发明所述的航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具，在热压罐固化过程中，复合材料与模具环境膨胀(或收缩)量相似，不存在模具与复合材料互相影响的情况。

应用本发明，成型过程可检，所成型大型航空复合材料帽型加筋壁板内应力低，质量稳定。

本发明适用于自动化铺丝工序且铺丝完成后无需更换模具等多余操作，即可直接进入热压罐固化，省时省力。

除了上述所描述的目的，特征，构型及优点之外，本发明还有其他目的，优点及特征，下面参照附图，对本发明的构型做进一步详细描述说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图仅用来提供对本发明专利的进一步理解，本发明的示意性外观图及工艺过程中对本发明的应用流程图，并不构成对本发明的不当限定。以下是对附图的说明，此说明并不对其使用领域和工艺进行限定。

图1是所述权利要求的整体组合图，包含了此发明的整体构型；其中2、芯模中的薄层硅橡胶气囊，3.1、内部快卸结构上支撑，3.2、内部快卸结构下支撑板，3.3、内部支撑结构快卸模块，4、Invar钢上顶板，5、下顶板，6、Invar钢匹配帽型加筋板外形的阴模；

图2是所述权利要求1中含有内部结构的航空复合材料帽型加筋板件热压罐成型芯模(1)的构型示意图；

图3是图1内部快卸结构的示意图；

图4为铺丝头在芯模上铺丝的过程图，芯模内部结构即为所述发明结构，图中不予表达。

图5是此发明在整个航空大型复合材料帽型加筋板自动铺丝及热压罐共固化成型工艺过程中的详细应用，分为六个步骤；

图6为此发明与传统芯模在自动铺丝时的下陷比较图；

图7为热压罐共固化时复合材料帽型加筋板重要部位在0.7MPa成型压力下随时间变化的压力图，其压力分布稳定；

具体实施方式

以下结合附图1及图5的应用流程图进行实例的详细说明，但本发明可以更具权利要求限定和覆盖多种不同的实施方式。

将通过制造工艺铺设并弯曲成帽型的预浸料放置在所述下顶板(5)及Invar钢匹配帽型加筋板外形的阴模(6)提前构成的半模中，省去对吸胶毡透气毡的描述，仅描述与此专利有详细关系的步骤；

将含有内部结构的芯模(1)的薄层硅橡胶气囊(2)，具体厚度为1-3mm，放入帽型预浸料空腔并充有少量压力使得气囊定型；

进行内部快卸结构组装，具体步骤如下：先放入下支撑结构(3.2)，使其下表面紧贴薄层气囊下表面：放入快速连接模块(3.3)；最后放入上支撑模块构成整个内部结构。由于薄层硅橡胶气囊不同于传统膜气囊，其具有一定的保形作用及弹性，且不易被刮坏漏气，配合具有一定余度及公差的内部结构，能克服制造工艺中的不利因素；

下一步在已放置好含有内部结构芯模的整体上进行自动铺丝工序，自动铺丝头逐层将帽型加筋板的蒙皮铺叠完毕，所述发明芯模稳固支撑；

最后一步无需更换内部芯模，直接放置好上顶板(4)即可整体推入热压罐共固化；

共固化完毕后，含有内部结构的快卸芯模可快速脱模，具体过程如下，参照图2进行描述：拔出快卸模块(3.3)，上支撑结构(3.1)即可下落与腔体产生很大间隙，取出上支撑结构(3.1)后，直接取出下支撑结构(3.3)。整个过程方便快速，没有多余机械约束；

应用此具体实施方案，产生的效果与优点在于：

从根本上避免了现有方法实心或预制孔硅橡胶芯模压力不可控不可测的问题，同时避免了纯气囊芯模不适用于现有自动铺丝工艺且易破损的缺点。在质量要求严格的民航客机制造领域，此发明所描述的方案具有优势；

成套模具所用材料均考虑到复合材料帽型加筋板与模具之间的相互作用，该发明所描述方案可减缓此影响的发生；

该发明所描述方案中的具有独创性的含有内部结构的芯模，能对新工艺中自动铺丝工序起到很好的支撑作用，避免了因支撑不足而导致自动铺丝丝束下陷或者皱曲的问题；

该发明所描述方案中的具有独创性的含有内部结构的芯模，在自动铺丝完毕后无需更换，可直接推入热压罐固化成型；

成型完毕后脱模简单；

以上所述的步骤及效果仅为本发明的优选实施方案例而已，并不用于限制本发明，对于本发明适用领域尤其是航空复合材料制造领域，具体为大型含有封闭腔体类复合材料加筋板热压罐或RTM 成型领域内的技术人员来说，本发明可以产生各种改变和变化。凡在本发明精神和原则之内，所做任何改进均应包含在本发明保护之内。

Claims (7)

1.一种含有内部结构的航空复合材料帽型加筋板件热压罐成型芯模(1)，其特征在于：包含薄层硅橡胶材质气囊(2)及气囊内部快卸结构(3)。

2.所述含有内部结构的航空复合材料帽型加筋板件热压罐成型芯模包含气囊(2)、内部快卸结构上支撑结构(3.1)、内部快卸结构下支撑结构(3.2)、及上下结构连接快卸模块(3.3)。

根据权利要求1所述的气囊内部快卸结构(3)，其特征在于：上支撑结构(3.1)与下支撑结构(3.2)互相配合，在上下支撑结构中存在一个快卸组件(3.3)，在成型时用于支撑上下结构，在成型后抽出从而实现内部结构的可卸性与快卸功能；权利要求的快卸组件(3.3)的设计为减少抽出摩擦的圆柱，且端部设计了方便装卸的把手。

3.根据权利要求2所述的内部快卸结构(3)，本发明规定其材料使用质轻、具有一定支撑刚度、经济性好的铝合金材质，由于用于制造航空制件且使用环境为热压罐，故考虑其安全裕度，使用七系铝合金，牌号为7024。

4.考虑到合金结构的热胀效应，结构(3)在边缘预留了间隙；所述包含薄层硅橡胶材质气囊(2)，此发明限定厚度为1-3mm，所述发明对此厚度享有权利要求，原因在于此厚度足够包容内部压力且热涨效应可忽略。且薄层硅橡胶气囊(2)联通热压罐内部气压。

5.一种航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具，其特征在于：包括含有内部结构的航空帽型加筋板件热压罐成型芯模(1)、上模板(4)、下模板(5)、及匹配帽型加筋板外形的阴模(6)。

6.所述上模板(4)及匹配帽型加筋板外形的阴模(6)与包含结构的芯模(1)相互作用，作为复合材料帽型加筋板的接触约束和压力提供者，下模板(5)作为其他模具的底部支撑。

根据权利要求5所述的航空复合材料帽型加筋板热压罐共固化工艺全套模具，本发明规定其材料使用Invar钢(殷瓦钢)材质，具体为上模板(4)、匹配帽型加筋板外形的阴模(6)的材质为Invar钢。原因在于钢制具有更好的导热性质，更重要的是Invar钢的热膨胀系数匹配了复合材料的热胀系数，在热压罐高温高压的成型环境中，所述模具材料可减少摩擦，使成型几何和表面精度提高。

7.本发明对组合模具的材料具有权利要求，具体材料见权利要求3与权利要求6。

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