CN112173062A - 一种复合材料一体化框梁及制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞行器结构设计技术领域,公开了一种复合材料一体化框梁及制造方法,一体化框梁整体为十字型结构,十字型结构的一个方向为X方向,另一个方向为Y方向;所述一体化框梁述包括:上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层;其中,中间十字型铺层包含X方向截面为工型的铺层和Y方向截面为工型的铺层;X方向截面为工型的铺层包含两个C型截面的连续复材织物,Y方向截面为工型的铺层为不连续复材织物,且包含左半部分铺层和右半部分铺层;左半部分铺层、右半部分铺层均由两个C型截面的连续复材织物组成。在交汇区使用缝纫工艺。该一体化框梁能够实现一体化成型,且能避免分层、保证强度。

Description

一种复合材料一体化框梁及制造方法
技术领域
本发明属于飞行器结构设计技术领域,具体涉及一种复合材料一体化框梁及制造方法。
背景技术
当前,飞行器的框和梁(垂直于航向的称为框,平行于航向的称为梁)都是分开制造,然后使用连接件拼接。这样做连接件重量代价大,且对于复材框梁来说,连接处安全隐患大。把框和梁做成一体,将会减轻重量、提高性能。
如果是金属框梁一体化成型,制造非常困难。而如果用现有的方法进行复材框梁一体化成型,不仅制造困难,而且还有分层风险,强度无法保证。但是,复合材料框梁一体化有着巨大吸引力,首先是复材框梁本身就能比金属框梁更轻;其次是省去了连接件的重量。
发明内容
本发明提供了一种复合材料一体化框梁及制造方法,能够实现一体化成型,且能避免分层、保证强度。
为达到上述目的,本发明采用如下技术方案予以实现。
技术方案一:
一种复合材料一体化框梁,一体化框梁整体为十字型结构,十字型结构的一个方向为X方向,另一个方向为Y方向;
所述一体化框梁述包括:上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层;
其中,中间十字型铺层包含X方向截面为工型的铺层和Y方向截面为工型的铺层;X方向截面为工型的铺层包含两个C型截面的连续复材织物,Y方向截面为工型的铺层为不连续复材织物,且包含左半部分铺层和右半部分铺层;左半部分铺层、右半部分铺层均由两个C型截面的连续复材织物组成。在交汇区使用缝纫工艺。
(1)所述左半部分铺层和右半部分铺层的交汇处在Y方向和X方向分别进行缝合;且Y方向的缝合面积大于X方向的缝合面积。
(2)所述上十字铺层、所述中间十字型铺层、所述下十字铺层分别由多层复材织物堆叠而成。
(3)所述一体化框梁的截面为工字型结构,且工字型截面的中间一竖记为腹板,工字型截面的上下两横记为凸缘;
腹板上与凸缘接触的部分的厚度与凸缘厚度的厚度差不超过预设值。
(4)一体化框梁的十字型结构的交汇处设置有四个倒角。
技术方案二:
一种复合材料一体化框梁的制造方法,所述制造工艺用于制造技术方案一中所述的一体化框梁,所述制造方法包括:
S1,从一整块复材织物上切割出十字形铺层,多个十字形铺层堆叠成上十字铺层,多个十字形铺层堆叠成下十字铺层;
S2,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成X方向截面为工型的铺层;
S3,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成所述Y方向截面为工型的左半部分铺层,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成所述Y方向截面为工型的右半部分铺层;
S4,将所述Y方向截面为工型的左半部分铺层、所述Y方向截面为工型的右半部分铺层铺设在X方向截面为工型的铺层的两侧并对齐;在X方向截面为工型的铺层、所述Y方向截面为工型的左半部分铺层、所述Y方向截面为工型的右半部分铺层的交汇处的Y方向和X方向分别进行缝合,从而得到中间十字型铺层;
S5,将所述上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层依次堆叠在一起,使用RTM工艺固化,形成一体化框梁。
(1)所述Y方向截面为工型的左半部分铺层在交汇处的结构由弯折90°后的左底面铺层和两侧的折耳组成,且两侧的折耳弯折后位于左底面铺层上,记为左侧弯折后的折耳;所述Y方向截面为工型的右半部分铺层在交汇处的结构由弯折90°后的右底面铺层和两侧的折耳组成,且两侧的折耳弯折后位于右底面铺层上,记为右侧弯折后的折耳;
交汇区的腹板使用复合材料纤维进行缝合。Y方向缝合用的复材纤维需要穿透左底面铺层、左侧弯折后的折耳、X方向截面为工型的铺层、右底面铺层、右侧弯折后的折耳。X方向缝合用的复材纤维也需要穿透Y方向截面为工型的铺层
(2)所述一体化框梁整体为十字型结构,X方向用于受力较大的方向,Y方向用于受力较小的方向。
本发明技术方案设计了一种复合材料一体化框梁,能够实现一体化成型,且能避免分层;且本发明技术方案的一体化框梁通过合理的铺层设计、区分主次方向以及菱形交汇区、RTM缝合工艺,使得复合材料框梁一体化成型,减轻重量,减少零件数量,降低装配难度。
附图说明
图1是成型完毕后的示意图;
图2是上(或下)十字铺层;
图3是中间十字铺层的X方向的一半;
图4是中间十字铺层的X方向;
图5是中间十字铺层的Y方向的左半部分折叠前的形状;
图6是中间十字铺层的Y方向的左半部分的折叠后的形状(一半);
图7是中间十字铺层的Y方向的左半部分;
图8是图4所示部分与图5所示部分的拼接状态;
图9是中间十字铺层的状态;
图10是在交汇区进行缝纫的示意图;
其中,1-交汇区,2-交汇区的倒角,3-凸缘,4-腹板。
具体实施方式
本发明实施例提供一种复合材料一体化框梁,如图1所示,所述一体化框梁整体为十字型结构,十字型结构的一个方向为X方向,另一个方向为Y方向;
所述一体化框梁述包括:上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层;
其中,中间十字型铺层包含X方向截面为工型的铺层和Y方向截面为工型的铺层;X方向截面为工型的铺层包含两个C型截面的连续复材织物,Y方向截面为工型的铺层为不连续复材织物,且包含左半部分铺层和右半部分铺层;左半部分铺层、右半部分铺层均由两个C型截面的连续复材织物组成。在交汇区使用缝纫工艺。
具体的,
(1)所述左半部分铺层和右半部分铺层的交汇处在Y方向和X方向分别进行缝合;且Y方向的缝合面积大于X方向的缝合面积。
(2)所述上十字铺层、所述中间十字型铺层、所述下十字铺层分别由多层复材织物堆叠而成。
(3)所述一体化框梁的截面为工字型结构,且工字型截面的中间一竖记为腹板,工字型截面的上下两横记为凸缘;
腹板上与凸缘接触的部分的厚度与凸缘厚度的厚度差不超过预设值。
(4)一体化框梁的十字型结构的交汇处设置有四个倒角。
本发明实施例还提供一种复合材料一体化框梁的制造方法,所述制造工艺用于制造技术方案一中所述的一体化框梁,所述制造方法包括:
S1,从一整块复材织物上切割出十字形铺层,多个十字形铺层堆叠成上十字铺层,多个十字形铺层堆叠成下十字铺层;
S2,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成X方向截面为工型的铺层;
S3,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成所述Y方向截面为工型的左半部分铺层,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成所述Y方向截面为工型的右半部分铺层;
S4,将所述Y方向截面为工型的左半部分铺层、所述Y方向截面为工型的右半部分铺层铺设在X方向截面为工型的铺层的两侧并对齐;在X方向截面为工型的铺层、所述Y方向截面为工型的左半部分铺层、所述Y方向截面为工型的右半部分铺层的交汇处的Y方向和X方向分别进行缝合,从而得到中间十字型铺层;
S5,将所述上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层依次堆叠在一起,使用RTM工艺固化,形成一体化框梁。
(1)所述Y方向截面为工型的左半部分铺层在交汇处的结构由弯折90°后的左底面铺层和两侧的折耳组成,且两侧的折耳弯折后位于左底面铺层上,记为左侧弯折后的折耳;所述Y方向截面为工型的右半部分铺层在交汇处的结构由弯折90°后的右底面铺层和两侧的折耳组成,且两侧的折耳弯折后位于右底面铺层上,记为右侧弯折后的折耳;
交汇区的腹板使用复合材料纤维进行缝合。Y方向缝合用的复材纤维需要穿透左底面铺层、左侧弯折后的折耳、X方向截面为工型的铺层、右底面铺层、右侧弯折后的折耳。X方向缝合用的复材纤维也需要穿透Y方向截面为工型的铺层
(2)所述一体化框梁整体为十字型结构,X方向用于受力较大的方向,Y方向用于受力较小的方向。
具体的,所述一种复合材料一体化框梁的制造方法可在RTM工艺(树脂传模塑成型)下进行,但不局限于RTM工艺。
把完整的复材织物裁成图2所示的形状,多层堆叠形成上(或下)十字铺层。(如果复材织物面积不够,可以在远离交汇区的部位进行阶梯拼接。)
把完整的复材织物剪裁并折叠成图3所示的形状,多层堆叠然后背靠背放置形成图4的形状。(如果复材织物面积不够,可以在远离交汇区的部位进行阶梯拼接。)
把完整的复材织物剪裁成图5所示的形状,并折叠成图6所示的形状,多层堆叠然后背靠背放置形成图7的形状。
把图7与图4对接,形成图8所示的形状。另一侧以相同方式对接,形成图9所示形状。
交汇区的腹板使用复合材料纤维进行缝合,缝合需穿透相应面的所有铺层。如图10示意。
把图2所示的上下十字铺层覆盖在缝合后的中间十字铺层上方和下方,然后使用RTM工艺注入树脂、固化成型。最终形成图1所示的连续整体。
在实际使用中,根据具体需求,把X方向用作受拉力更大的方向,把Y方向用作受拉力更小的方向。
本发明技术方案设计了一种复合材料一体化框梁,能够实现一体化成型,且能避免分层;且本发明技术方案的一体化框梁通过合理的铺层设计、区分主次方向以及菱形交汇区、RTM缝合工艺,使得复合材料框梁一体化成型,减轻重量,减少零件数量,降低装配难度。

Claims (8)

1.一种复合材料一体化框梁,其特征在于,一体化框梁整体为十字型结构,十字型结构的一个方向为X方向,另一个方向为Y方向;
所述一体化框梁述包括:上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层;
其中,中间十字型铺层包含X方向截面为工型的铺层和Y方向截面为工型的铺层;X方向截面为工型的铺层包含两个C型截面的连续复材织物,Y方向截面为工型的铺层为不连续复材织物,且包含左半部分铺层和右半部分铺层;左半部分铺层、右半部分铺层均由两个C型截面的连续复材织物组成。在交汇区使用缝纫工艺。
2.根据权利要求1所述的一种复合材料一体化框梁,其特征在于,所述左半部分铺层和右半部分铺层的交汇处在Y方向和X方向分别进行缝合;且Y方向的缝合面积大于X方向的缝合面积。
3.根据权利要求1所述的一种复合材料一体化框梁,其特征在于,所述上十字铺层、所述中间十字型铺层、所述下十字铺层分别由多层复材织物堆叠而成。
4.根据权利要求1所述的一种复合材料一体化框梁,其特征在于,所述一体化框梁的截面为工字型结构,且工字型截面的中间一竖记为腹板,工字型截面的上下两横记为凸缘;
腹板上与凸缘接触的部分的厚度与凸缘厚度的厚度差不超过预设值。
5.根据权利要求1所述的一种复合材料一体化框梁,其特征在于,一体化框梁的十字型结构的交汇处设置有四个倒角。
6.一种复合材料一体化框梁的制造方法,其特征在于,所述制造工艺用于制造如权利要求1-5中任一项所述的一体化框梁,所述制造方法包括:
S1,从一整块复材织物上切割出十字形铺层,多个十字形铺层堆叠成上十字铺层,多个十字形铺层堆叠成下十字铺层;
S2,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成X方向截面为工型的铺层;
S3,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成所述Y方向截面为工型的左半部分铺层,多个C型截面的连续复材织物背靠背堆叠成所述Y方向截面为工型的右半部分铺层;
S4,将所述Y方向截面为工型的左半部分铺层、所述Y方向截面为工型的右半部分铺层铺设在X方向截面为工型的铺层的两侧并对齐;在X方向截面为工型的铺层、所述Y方向截面为工型的左半部分铺层、所述Y方向截面为工型的右半部分铺层的交汇处的Y方向和X方向分别进行缝合,从而得到中间十字型铺层;
S5,将所述上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层依次堆叠在一起,使用RTM工艺固化,形成一体化框梁。
7.根据权利要求6所述一种复合材料一体化框梁的制造方法,其特征在于,所述Y方向截面为工型的左半部分铺层在交汇处的结构由弯折90°后的左底面铺层和两侧的折耳组成,且两侧的折耳弯折后位于左底面铺层上,记为左侧弯折后的折耳;所述Y方向截面为工型的右半部分铺层在交汇处的结构由弯折90°后的右底面铺层和两侧的折耳组成,且两侧的折耳弯折后位于右底面铺层上,记为右侧弯折后的折耳;
交汇区的腹板使用复合材料纤维进行缝合。Y方向缝合用的复材纤维需要穿透左底面铺层、左侧弯折后的折耳、X方向截面为工型的铺层、右底面铺层、右侧弯折后的折耳。X方向缝合用的复材纤维也需要穿透Y方向截面为工型的铺层。
8.根据权利要求6所述的一种复合材料一体化框梁,其特征在于,所述一体化框梁整体为十字型结构,X方向用于受力较大的方向,Y方向用于受力较小的方向。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116084626A (zh) * 2022-12-19 2023-05-09 江苏天鸟高新技术股份有限公司 一种纤维米字组合梁预制体及其制备方法
CN116122504A (zh) * 2022-12-19 2023-05-16 江苏天鸟高新技术股份有限公司 基于纤维工字梁的双向连续交叉件预制体及其制备方法

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4966802A (en) * 1985-05-10 1990-10-30 The Boeing Company Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive
CN101198518A (zh) * 2005-06-22 2008-06-11 空中客车德国有限公司 加强梁以及用于制造加强梁的方法和纤维层压材料
US20100096067A1 (en) * 2007-03-16 2010-04-22 Messier-Dowty Sa Method of making composite material stiffeners
CN103407171A (zh) * 2013-07-30 2013-11-27 北京航空航天大学 一种缝纫增强的纤维增强树脂基复合材料十字型接头的整体成型方法
CN106688318B (zh) * 2010-12-10 2014-01-08 中国航天空气动力技术研究院 复合材料翼梁三维铺层成型方法
US20140030478A1 (en) * 2012-07-25 2014-01-30 Thomas C. Wittenberg Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets
US20150217850A1 (en) * 2014-02-06 2015-08-06 The Boeing Company Laminated i-blade stringer
CN206598973U (zh) * 2016-11-30 2017-10-31 中国直升机设计研究所 一种直升机复合材料梁结构
CN108000894A (zh) * 2017-11-08 2018-05-08 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种整体成型复合材料正交筋连续承力结构
CN110228580A (zh) * 2018-03-06 2019-09-13 波音公司 具有改进的拉断强度的纵梁加强复合面板

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4966802A (en) * 1985-05-10 1990-10-30 The Boeing Company Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive
CN101198518A (zh) * 2005-06-22 2008-06-11 空中客车德国有限公司 加强梁以及用于制造加强梁的方法和纤维层压材料
US20100096067A1 (en) * 2007-03-16 2010-04-22 Messier-Dowty Sa Method of making composite material stiffeners
CN106688318B (zh) * 2010-12-10 2014-01-08 中国航天空气动力技术研究院 复合材料翼梁三维铺层成型方法
US20140030478A1 (en) * 2012-07-25 2014-01-30 Thomas C. Wittenberg Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets
CN103407171A (zh) * 2013-07-30 2013-11-27 北京航空航天大学 一种缝纫增强的纤维增强树脂基复合材料十字型接头的整体成型方法
US20150217850A1 (en) * 2014-02-06 2015-08-06 The Boeing Company Laminated i-blade stringer
CN206598973U (zh) * 2016-11-30 2017-10-31 中国直升机设计研究所 一种直升机复合材料梁结构
CN108000894A (zh) * 2017-11-08 2018-05-08 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种整体成型复合材料正交筋连续承力结构
CN110228580A (zh) * 2018-03-06 2019-09-13 波音公司 具有改进的拉断强度的纵梁加强复合面板

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张国旗等: "复合材料十字梁结构的优化设计", 《玻璃钢/复合材料》 *
王翔华等: "三维机织复合材料板簧式起落架结构设计及其有限元分析", 《纺织学报》 *
罗楚养等: "复合材料RTM十字型接头疲劳性能对比实验研究", 《材料工程》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116084626A (zh) * 2022-12-19 2023-05-09 江苏天鸟高新技术股份有限公司 一种纤维米字组合梁预制体及其制备方法
CN116122504A (zh) * 2022-12-19 2023-05-16 江苏天鸟高新技术股份有限公司 基于纤维工字梁的双向连续交叉件预制体及其制备方法
CN116122504B (zh) * 2022-12-19 2023-09-12 江苏天鸟高新技术股份有限公司 基于纤维工字梁的双向连续交叉件预制体及其制备方法

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