CN112141315A - 一种飞机舵面复合材料壁板结构及其成型系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机舵面复合材料壁板结构及其成型系统和方法，涉及航空制造技术领域，既可以实现快速低成本制造，又可基于舵面受力特点，增加壁板刚度，同时设计传力路径；该结构为设有若干几何形凹槽结构的板状结构；成型方法包括：将筋条置于凹形格栅模板的凹槽内，并在其上铺设一层蒙皮；预热后，在真空条件下，将凸形格栅模板下压进行合模，加压保压并冷却定形后脱模，得到该壁板结构。本发明提供的技术方案适用于飞机舵面壁板设计和制造的过程中。

Description

一种飞机舵面复合材料壁板结构及其成型系统和方法

【技术领域】

本发明涉及航空制造技术领域，尤其涉及一种飞机舵面复合材料壁板结构及其成型系统和方法。

【背景技术】

新型飞行器机体构件的设计要求在所允许的有限重量下实现结构超轻型化。纤维增强复合材料以其优异的比刚度、比强度在现代航空飞行器主、次承力结构中获得大量应用。舵面结构作为飞机机翼的次承力结构，为了减轻重量提高振动特性，相对较早已由金属替换为复合材料。

现有飞机舵面壁板结构形式主要有2种，一种是由“T”、“工”或“π”等长桁与复合材料蒙皮共胶接或共固化形成的加筋壁板结构；另一种是由泡沫芯材与复合材料蒙皮共固化形成的夹层壁板结构。其中加筋壁板结构应用较为广泛。相较于传统金属结构，以上两种壁板结构都能有效地提高舵面刚度，减少紧固件连接数量，降低油耗，增加经济性。但主要缺点是蒙皮较厚，重量较大，只能制备规则结构，结构效率有限，同时工艺成本较高。而且基于舵面结构受力特点，壁板结构的传力路径较难设计。

现有技术方案中，与本申请提案最为接近的技术方案有如下4种：

第一种如图1所示，来自专利“Composite stringer and method ofmanufacturing a composite stringer”，申请号WO2011121340。该方案涉及复合材料加筋壁板的成型方式和制造工艺。长桁为T型，腹板包括插层和捻子条设计。加筋板长桁端头使用两列钉作为止裂设计。该方案属于典型T型长桁壁板共胶接加筋壁板结构。

第二中如图2所示，来自专利“Process of manufacturing composite panelswith U-shaped stiffening members”，申请号US7959753B2。该方案主要涉及U型长桁加筋壁板构型共固化整体成型方法，适用于中间插层及无插层两种典型结构，没有涉及长桁与蒙皮间定位装置。该方案属于典型U型非连续长桁壁板共固化加筋壁板结构。

第三种如图3所示，来自专利“复合材料加筋板液体成型装置及方法”，申请号CN102990940A。此专利主要设计一种复合材料加筋板液体成型装置及方法，包括将筋条结构增强纤维材料放置于成型模具的沟槽中成型，然后与蒙皮结构增强纤维材料铺设成型，再注入液体树脂整体成型。该专利没有使用模压工艺成型，纤维体积含量控制难度较高。

第四种如图4所示，来自专利“一种复合材料升降舵”，申请号CN103754353B。此专利主要涉及一种复合材料升降舵结构，该结构布置配重梁，创新性地设计了升降舵与调整片的对接，采用过渡接头连接等。舵面结构采用了先进的蜂窝壁板疏肋式结构，采用简单可靠的接头连接形式。

以上四种结构均有其弊端，也无法满足新时代下对飞行器结构设计的要求。

因此，有必要研究一种快速易成型、低成本、高适应性的舵面壁板结构及其成型系统和方法来应对现有技术的不足，以解决或减轻上述一个或多个问题。

【发明内容】

有鉴于此，本发明提供了一种飞机舵面复合材料壁板结构及其成型系统和方法，既可以实现快速低成本制造，又可基于舵面受力特点，增加壁板刚度，同时设计传力路径。

一方面，本发明提供一种飞机舵面复合材料壁板结构，其特征在于，所述壁板结构为设有若干几何形凹槽结构的板状结构。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述几何形凹槽为方形凹槽、三角形凹槽、多边形凹槽、梯形凹槽中的一种或多种的组合。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述几何形凹槽分布于所述板状结构的同一面。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述几何形凹槽分布于所述板状结构的两个面上，且两面的凹槽形状相互对应。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述壁板结构的材质包括蒙皮和筋条。

另一方面，本发明提供一种飞机舵面复合材料壁板结构的成型系统，其特征在于，所述成型系统包括：上表面设有若干凹形格栅单元块的阴模、下表面设有若干凸形格栅单元块的阳模、加热装置、冷水循环装置、真空袋和压力机；

所述阳模吊设在所述阴模上方，且两者相对；所述阳模与所述压力机连接且在压力机的作用下完成下压和上升的动作；所述阳模和所述阴模附近均设有若干用于给模具加热的所述加热装置，以及用于冷却定形时降温的冷水循环装置；

所述凹形格栅单元块置于所述真空袋中，所述真空袋与抽真空设备连接。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述凹形格栅单元块的凹槽内壁设有膨胀垫。

再一方面，本发明提供一种飞机舵面复合材料壁板结构的成型方法，其特征在于，所述成型方法采用如上任一所述的成型系统来实现；

所述成型方法的步骤包括：

S1、裁剪筋条并预成型；

S2、将预成型的筋条置于凹形格栅单元块的凹槽内；

S3、裁剪蒙皮面板材料并预成型；

S4、启动加热装置对模具进行加热；

S5、将预成型的蒙皮面板材料铺设在凹形格栅单元块的表面；

S6、对真空袋进行抽真空操作后，将下表面设有若干凸形格栅单元块的阳模下压，进行合模；

S7、加压保压后冷却定形；

S8、脱模，得到飞机舵面复合材料壁板结构。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述凹形格栅单元块凹槽的形状为方形凹槽、三角形凹槽、多边形凹槽、梯形凹槽中的一种或多种的组合；所述凸形格栅单元块凸起的形状与所述凹槽形状相对应。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述凹形格栅单元块均匀且规则的铺设在阴模基底板上，所述凸形格栅单元块的铺设方式与所述凹形格栅单元块相对应。

与现有技术相比，本发明可以获得包括以下技术效果：本发明的飞机舵面复合材料壁板格栅结构及其成型方法，在保证壁板刚度的情况下，重量轻，可设计空间大，抗弯刚度高，稳定性好，且易维修性；利用模压工艺也更容易实现快速、低成本、高质量制造；成型系统适用于多种复合材料格栅壁板结构，能够提高复合材料制件结构成型效率，降低制造成本；筋条的加入，一方面增加了壁板刚度，另一方面构成了传力路径，使得壁板承受的力有了固定有效的传输途径。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有技术效果。

【附图说明】

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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它的附图。

图1-图4为现有技术中的四种结构；

图5是本发明一个实施例提供的飞机舵面壁板格栅结构示意图；

图6是本发明一个实施例提供的飞机舵面壁板成型方法流程图；

图7是本发明一个实施例提供的典型格栅结构图；

图8是本发明一个实施例提供的格栅结构组成示意图；

图9是本发明一个实施例提供的格栅模具结构示意图；

图10是本发明一个实施例提供的格栅模具膨胀垫结构示意图；

图11是本发明一个实施例提供的复合材料格栅壁板成型方法示意图；

图12是本发明一个实施例提供的复合材料格栅壁板工艺试验件。

其中，图中：

1、壁板结构；2、蒙皮；3、边缘筋条；4、中部筋条；5、模具；6、模具基底板；7、格栅单元块；8、膨胀垫；9、抽真空设备；10、阴模；11、阳模；12、加热装置；13、冷水循环；14、工作台；15、真空袋。

【具体实施方式】

为了更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。

应当明确，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。

本发明提供一种全新基于连续模压成型工艺制备的飞机舵面壁板格栅结构及其成型方法，既可以实现快速低成本制造，又可基于舵面受力特点，增加壁板刚度同时设计传力路径。

飞机舵面壁板格栅结构如图5所示。格栅增强结构包括加强筋条和蒙皮2，加强筋条包括边缘筋条3和中部筋条4，格栅呈多边形网格分布，结构表现各项异性。格栅结构在几何形式上具有较好的拓扑优化特征。基于优化的拓扑关系设计飞机舵面复合材料壁板格栅单元结构，利用商用优化软件针对商用飞机舵面载荷受力特点初步设计壁板格栅结构，采用CATIA三维软件综合考虑重量成本、结构强度、可制造性和可维修性开展格栅详细设计。

格栅结构包括方形、六边形、方形中带米字形、正负45゜斜线与水平线交叉形，该交叉形可以为多种交叉方式，比如大小相等且混匀的三角形、大小不等规则排列或不规则排列的三角形或多边形。格栅结构主要有但不限于图7中的形式，还可以是其他多边形。格栅结构可分解为几组不同取向的筋条，如图8所示，水平向、竖直向和不同角度的斜向筋条组合在一起。斜向筋条的倾斜角度不限于45゜，还可以是其他角度。

筋条宽度和长度根据舵面壁板1设计要求，从预浸料上裁剪。中部筋条4是格栅结构制造的难点(边缘筋条指图8最后一个图中所示的格栅四周及整体的四边，特点是可以选择不相交；中部筋条指需要相交的筋条，因厚度问题，相交筋条加工时比不相交筋条要困难)。根据模具5中筋条的凹槽位置，在铝板上利用高温PI胶带粘贴出一个相同尺寸的网格，以此作为预成型筋条网格参照，并利用熔融焊接工艺，将预浸丝束制备成多个单层格栅筋条，以方便后续在高温模具下快速铺放筋条，节省时间，减少树脂氧化时间。

模具5采用模压工艺，上阴模10移动，下阳模11固定。格栅结构的阳模11如图9所示。主要由模具基底板6和格栅单元块7组成。底板6和格栅单元块7之间由螺栓连接进行定位。膨胀垫沟槽内填充复材预成型筋条，形成格栅结构。

飞机舵面复合材料壁板格栅结构成型方法流程如图6所示，采用热塑原位加热配合快速水冷却的模压成型工艺进行制备，步骤包括：筋条裁料→中部筋条预成型→边缘筋条预成型→面板裁料→面板铺层预成型→模具预热→筋条铺放→面板铺放→合模预热→抽真空→加压保压→冷却定形→脱膜。

成型工装包括模具5、模具基底板6、格栅单元块7、膨胀垫8和抽真空设备9；模压设备包括阴模10、阳模11、加热装置12、冷水循环13、工作台14、真空袋15和压力机。成型模具设置有可调节的格栅单元块7及其膨胀垫8。模压设备设置有真空辅助压力装置、电热加热装置、快速水冷装置和压机加压装置。压力机将阳模11从上往下压下，使壁板原料在压力作用下呈向内凹陷的格栅结构。

具体内容包括：在铺叠好格栅结构的模具5上层铺贴壁板预浸料2，对整个模具制作真空袋15，利用真空机9和压力机16对制件同时进行抽真空和加热12、加压以形成所需的飞机舵面壁板形状。之后利用快速水冷却系统13定型和脱膜。一般模压成型需预热3分钟、在0.7-20MPa的压力下保压3分钟、冷却至70-100℃约20分钟，即可脱膜。

筋条结构预成型体先被放置于成型模具的沟槽中，而后在模具上铺设壁板蒙皮，真空辅助加压，预加热校对形状，模压机实现共固化一体成型。蒙皮为层状结构，层状结构依次包括导电层、第一绝缘层、加热层、第二绝缘层和承载层；导电层用于提供闪电通路；第一绝缘层和第二绝缘层用于对加热层进行定位，且保护承载层不发生异电位腐蚀；加热层用于电加热防除冰；承载层用于为其他层提供承载功能。导电层为金属丝网或导电聚合物网状材料。加热层为铜基或镍基材料。

本发明的飞机舵面复合材料壁板格栅结构及其成型系统和方法，在保证壁板刚度的情况下，重量轻，可设计空间大，抗弯刚度高，稳定性好，且易维修性。利用模压工艺也更容易实现快速、低成本、高质量制造。所提出的成型工艺方法及其工装可以适用于多种复合材料格栅壁板结构，提高复合材料制件结构成型效率，降低制造成本。

以上对本申请实施例所提供的一种飞机舵面复合材料壁板结构及其成型方法，进行了详细介绍。以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

如在说明书及权利要求书当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可理解，硬件制造商可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求书并不以名称的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求书当中所提及的“包含”、“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含/包括但不限定于”。“大致”是指在可接收的误差范围内，本领域技术人员能够在一定误差范围内解决所述技术问题，基本达到所述技术效果。说明书后续描述为实施本申请的较佳实施方式，然所述描述乃以说明本申请的一般原则为目的，并非用以限定本申请的范围。本申请的保护范围当视所附权利要求书所界定者为准。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的商品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种商品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的商品或者系统中还存在另外的相同要素。

应当理解，本文中使用的术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

上述说明示出并描述了本申请的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本申请并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本申请的精神和范围，则都应在本申请所附权利要求书的保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞机舵面复合材料壁板结构，其特征在于，所述壁板结构为设有若干几何形凹槽结构的板状结构。

2.根据权利要求1所述的飞机舵面复合材料壁板结构，其特征在于，所述几何形凹槽为方形凹槽、三角形凹槽、多边形凹槽、梯形凹槽中的一种或多种的组合。

3.根据权利要求1所述的飞机舵面复合材料壁板结构，其特征在于，所述几何形凹槽分布于所述板状结构的同一面。

4.根据权利要求1所述的飞机舵面复合材料壁板结构，其特征在于，所述几何形凹槽分布于所述板状结构的两个面上，且两面的凹槽形状相互对应。

5.根据权利要求1所述的飞机舵面复合材料壁板结构，其特征在于，所述壁板结构的材质包括蒙皮和筋条。

6.一种飞机舵面复合材料壁板结构的成型系统，其特征在于，所述成型系统包括：上表面设有若干凹形格栅单元块的阴模、下表面设有若干凸形格栅单元块的阳模、加热装置、冷水循环装置、真空袋和压力机；

所述阳模吊设在所述阴模上方，且两者相对；所述阳模与所述压力机连接且在压力机的作用下完成下压和上升的动作；所述阳模和所述阴模附近均设有若干用于给模具加热的所述加热装置，以及用于冷却定形时降温的冷水循环装置；

所述凹形格栅单元块置于所述真空袋中，所述真空袋与抽真空设备连接。

7.根据权利要求6所述的飞机舵面复合材料壁板结构的成型系统，其特征在于，所述凹形格栅单元块的凹槽内壁设有膨胀垫。

8.一种飞机舵面复合材料壁板结构的成型方法，其特征在于，所述成型方法采用如权利要求6-7任一所述的成型系统来实现；

所述成型方法的步骤包括：

S1、裁剪筋条并预成型；

S2、将预成型的筋条置于凹形格栅单元块的凹槽内；

S3、裁剪蒙皮面板材料并预成型；

S4、启动加热装置对模具进行加热；

S5、将预成型的蒙皮面板材料铺设在凹形格栅单元块的表面；

S6、对真空袋进行抽真空操作后，将下表面设有若干凸形格栅单元块的阳模下压，进行合模；

S7、加压保压后冷却定形；

S8、脱模，得到飞机舵面复合材料壁板结构。

9.根据权利要求8所述的飞机舵面复合材料壁板结构的成型方法，其特征在于，所述凹形格栅单元块凹槽的形状为方形凹槽、三角形凹槽、多边形凹槽、梯形凹槽中的一种或多种的组合；所述凸形格栅单元块凸起的形状与所述凹槽形状相对应。

10.根据权利要求8所述的飞机舵面复合材料壁板结构的成型方法，其特征在于，所述凹形格栅单元块均匀且规则的铺设在阴模基底板上，所述凸形格栅单元块的铺设方式与所述凹形格栅单元块相对应。

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