CN112537435B - 具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，所述复合材料翼梁为一体成型件，其中，复合材料翼梁包括整体梁盒以及加强筋，所述整体梁盒的盒体下端面具有高精度曲面，所述整体梁盒的盒体下端面具有导槽。此外，本发明还公开了上述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的制备方法。本发明针对高精度、大长径比复合材料翼梁，采用了一种整体铺层共固化的成型方法，即整个翼梁一次成型，为一个零件，避免加强筋的后续胶接固化，提高了产品的连接可靠性，实现了大型翼梁的曲面精度控制、变形控制和轻质化。

Description

具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁及其制备方法
技术领域
本发明涉及复合材料承力件及其成型技术领域，具体地，涉及一种高精度曲面和大长径比复合材料翼梁及其一体化成型方法。
背景技术
大型航天、航空飞行器的翼梁和舱门对接机构中均使用各种不同的主承力翼梁结构件，对于航天飞行器上的主承力翼梁结构件，除需要有高强度和优良力学性能以外，同时需要具备优异的气动外形曲面和对接基准。目前，该类主承力翼梁一般都采用盒状加强筋结构，以满足整机结构的主体要求。
通过对专利文献和非专利文献的检索，与翼梁相关的专利文献例如：公开号为CN101055344A，公开日为2007年10月17日，名称为“空间展开三翼梁的形状机翼聚合物复合体及其制备方法”的中国专利文献公开了一种空间展开三翼梁的形状记忆聚合物复合体及其制备方法。该专利所述的空间展开三翼梁，需在纤维增强材料的表面铺设电阻丝网，存在电阻丝网和增强材料界面胶接质量一致性不高、电阻丝网固化变形难以控制的不足。该专利所述的空间展开三翼梁的制备方法中，采用热压釜进行固化，并分为前、后两个固化周期，所用成型周期冗长，属于分次固化成型，不利于控制生产成本。
又例如：公开号为CN106976253A，公开日为2017年7月25日，名称为“一种复合材料多梁盒段共固化成型工艺”的中国专利文献公开了一种复合材料多梁盒段共同固化成型工艺方法。但是需要指的是，在该专利文献所公开的技术方案中，其成型工艺无法适用于高精度、大长径比的翼梁。此外，该专利文献所公开的技术方案中，在制作梁模具组件以及梁坯料时，其实际采用的是预固化步骤，随后进行组装后成型固化，因此，实际而言，该技术方案并不是完全的一次固化，其实际存在着两次固化周期。
基于此，期望获得一种复合材料翼梁及其制备方法，该复合材料翼梁具有高精度曲面、大长径比，从而可以极好地满足现今日益发展的大型航天、航空飞行器的翼梁和舱门对接机构中对主承力翼梁结构件的要求。此外，该复合材料翼梁的制备工艺简单，在实现盒状加强筋和翼梁主体的一体化成型的同时，避免了加强筋的二次胶接，极大地提高了翼梁的整体质量一致性。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁及其制备方法。
针对现有成型技术的不足，本发明的目的是提供一种具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁及其制备方法，通过闭合自锁式组合成型模具和预浸料铺层、压罐加热加压及真空袋辅助成型的方式，实现了复合材料翼梁整体一体化成型，整个复合材料翼梁为一个零件，避免了加强筋的后续胶接固化，提高了加强筋与翼梁本体间的连接可靠性，实现了高精度曲面变形控制和大长径比产品屈曲变形的控制。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
本发明提出了一种具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，所述复合材料翼梁为一体成型件，其中，复合材料翼梁包括整体梁盒以及设于整体梁盒内的加强筋，所述整体梁盒的下端面外侧具有高精度曲面，所述整体梁盒的侧面接近下端面处具有导槽。
上述方案中，所述具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁整体采用梁盒加强筋开口结构，主体截面为“山”型开口截面或其他不规则形状，翼梁带有高精度曲面，以提供对外的气动外形，同时在侧壁具有半开口的直线
Figure GDA0002852417570000021
型导槽，提供对接密封端口。
优选地，所述复合材料翼梁的曲面精度＜0.02mm/m，曲面整体精度的均方根(RootMean Square，简称RMS)＜0.5mm；所述复合材料翼梁的长径比≥22。
优选地，所述整体梁盒呈细长型；所述高精度曲面的曲面类型为二次曲面、三次曲面或其他幂次组合曲面；所述导槽为直线型，所述导槽的横截面呈“C”型，所述导槽与高精度曲面共同形成的结构的横截面为
Figure GDA0002852417570000022
型。
优选地，所述复合材料翼梁所采用的复合材料包括连续纤维增强树脂基复合材料，其中，连续纤维包括碳纤维、玻璃纤维、Kevlar纤维以及以上纤维的混合体的其中之一，所述增强树脂包括环氧树脂、氰酸酯树脂以及双马来酰亚胺树脂中的一种或多种。
更为优选地，所述复合材料翼梁以碳纤维为增强材料，氰酸酯树脂为基体材料，通过闭合自锁式组合成型模具和预浸料铺层、压罐加热加压及真空袋辅助成型的方式，整体一体化成型。
优选地，所述加强筋沿整体梁盒的长度方向分布，所述加强筋具有凸起支撑部，所述凸起支撑部朝向整体梁盒内壁的凸起并与整体梁盒相连。
更为优选地，加强筋可以为“口”、“日”、“田”或其他近似字型的结构。
优选地，所述整体梁盒的宽度为80mm～200mm,高度为40mm～100mm,长度为1700mm～3500mm；所述加强筋的壁厚为1mm～5mm；所述导槽厚度为2mm～5mm，腿宽为10～20mm，长度为1700mm～3500mm。
相应地，本发明还提出了一种制备上述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的制备方法，其包括如下步骤：
步骤A：预浸料铺层：铺层时，先单独在软膜上按一定顺序和角度完成铺层；
步骤B：将步骤A完成铺层的软膜铺入闭合自锁式组合成型模具内，然后组装固定模具后，再将整体预浸料铺入模具内，使得内部的软膜的预浸料与整体预浸料保持连接；
步骤C：将步骤B完成预浸料铺层的闭合自锁式组合成型模具在热压罐内加热加压固化成型，并通过真空袋辅助成型；
步骤D：成型后脱模，获得具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁。
在上述方案中，采用闭合自锁式组合成型模具，模具整体为多瓣结构，模具的拼块可相互组合，在梁盒加强筋内放置可受热膨胀的加强筋软膜材料，所述加强筋软膜材料包括但不限于硅橡胶、橡胶或其他类似材料，使其在加热加压条件下，提供自内向外的固化压力。
需要说明的是，所述的一定顺序以及角度是指，当采用预浸料进行铺层时，铺层角度以及软膜的设置顺序可根据实施方式的具体情况以及实际需要进行调整。例如，铺层顺序和角度可以为[0°/+45°/-45°/0°/90°/0°/-45°/+45°/0]。
铺层时，首先对软模进行整体铺层，然后组装软模，最后进行翼梁整体铺层，使得内部软模可以和翼梁主体保持连接，实现了对整个翼梁的一体化铺层。
尤其是需要指出的是，本发明所述的制备方法通过巧妙的工艺步骤设计，通过先进行预浸料铺层，随后将铺层后的软膜放入闭合自锁式组合成型模具内，再进行一次固化成型，由此使得本案的制备方法实现了真正的一次固化成型，并且由于通过本案的制备方法所制得的复合材料翼梁可以达到极高的曲面精度以及大长径比，极好地满足了现有工艺对于翼梁的结构力学要求。
优选地，在所述步骤A中，软膜进行铺层时，采用多次室温预抽和升温热预压的方式，其中，室温温度为15～30℃，升温温度为60～80℃，真空袋预压压力≤-0.096MPa，以提高预浸料之间的密实度，同时可以适当降低连续铺层时的压缩量，为产品整体组装合模时提供便利，有利于提升翼梁整体成型质量。
优选地，在所述步骤C中，所述热压罐内加热加压固化成型包括初始升温阶段以及阶梯式分段升温打压和保温保压阶段。
优选地，在初始升温阶段，升温温度为60～100℃,在初始升温阶段加大热压罐内压力，在此过程，降低甚至去除真空袋内辅助压力，保证模具合模、产品流胶和制品成型质量；
在阶梯式分段升温打压和保温保压阶段中，先升温100～110℃加压0.5MPa，随后升温至110～120℃加压0.7MPa，并去除真空袋内辅助真空压力，最终升温至130～140℃，保温保压6h后随炉降温冷却至90℃，脱模。
与现有技术相比，本发明具有以下优势：
1、本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，其翼梁主体为梁盒加强筋结构，增加了翼梁的整体刚度，适用于大型航天、航空飞行器的主承力结构件。
2、本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的制备方法中，采用了一种闭合自锁式组合成型模具，该模具各个拼块间可相互组装，并包含可受热膨胀的软模，降低了纯钢质结构模具的重量，大幅降低生产成本。
3、本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的制备方法中，通过分段升温打压和保温的方案，可有效控制高精度曲面的受热变形和大长径比复合材料的自身变形。
4、本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的制备方法中，通过整体预浸料铺层共固化的方式，结合设计的闭合自锁式组合成型模具，使得复合材料翼梁可整体一体化成型，避免了加强筋的二次胶接固化，既提高了复合材料翼梁的连接可靠性，又降低了因二次交接固化给高精度曲面带来的二次变形，同时降低了复合材料翼梁因二次胶接固化引入的冗余重量，同时大幅缩短了整体产品的制备流程，大幅降低了生产成本。
附图说明
图1为本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式的结构示意图；
图2为图1中A处的截面示意图；
图3为图1中B处的截面示意图；
图4为本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式的局部剖视图；
图5为本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中所采用的闭合自锁式组合成型模具的局部结构图；
图6为本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中的预浸料铺层示意图；
图7从另一视角示意性地显示了本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中的预浸料铺层情况；
图8从又一视角示意性地显示了本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中的预浸料铺层情况；
图中示出：
整体梁盒1；导槽11；高精度曲面I；加强筋2；闭合自锁式组合成型模具3；软膜4；第一拼块31、第二拼块32、第三拼块33、第四拼块34、第五拼块35、第六拼块36以及第七拼块37。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
在本实施例中，具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的具体结构可以参考图1至图4。
如图1所示，并在必要时参考图4，在本实施例中，复合材料翼梁为一体成型件，其中，复合材料翼梁包括整体梁盒1以及加强筋2，整体梁盒1的下端面外侧具有高精度曲面I，整体梁盒1的盒体侧面接近下端面处具有导槽11。
进一步结合图1可以看出，整体梁盒1呈细长型；导槽11为直线型，导槽11的横截面呈“C”型，导槽11与高精度曲面I共同形成的结构的横截面为
Figure GDA0002852417570000061
型。
另外，进一步参考图1可以看出，加强筋2沿其宽度方向具有朝向整体梁盒1内壁凸起并与整体梁盒相连的的凸起支撑部。
结合图2和图3可以看出，加强筋2的整体结构可以呈如图2中C处所示的“山”字型结构，也可以呈如图3中D处所示的“口”字型结构。当然，可以想到的是，加强筋2的结构还可以为“日”字型结构、“田”字型结构或其他近似字型的结构。
需要说明的是，在本实施例中，该复合材料翼梁的宽度120mm，高度为80mm，长度为3000mm；高精度曲面为三次曲面，型面精度优于0.5mm；加强筋的壁厚为1mm～5mm，
Figure GDA0002852417570000062
型导槽厚度d1为2mm～5mm，腿宽d2为10mm～20mm，导槽直线型部分长度为3000mm，直线度优于0.2mm；翼梁主体壁厚为3mm，其余部分壁厚为1～4mm，复合材料翼梁的曲面精度＜0.02mm/m，曲面整体精度RMS＜0.5mm；所述复合材料翼梁的长径比≥22。并且，加强筋的壁厚d1为1mm～5mm，
当然，在一些其他的实施方式中，高精度曲面I也可以为二次曲面、三次曲面或其他幂次组合曲面。
此外，在本实施例中，还提供了一种制备具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的制备方法，采用图5所示的闭合自锁式组合成型模具3进行制备，包括如下步骤：
步骤A：预浸料铺层：铺层时，先单独在软膜上按特定顺序和角度完成铺层；
步骤B：将步骤A完成铺层的软膜铺入闭合自锁式组合成型模具内，然后组装固定模具后，再将整体预浸料铺入模具内，使得内部的软膜的预浸料与整体预浸料保持连接；
步骤C：将步骤B完成预浸料铺层的闭合自锁式组合成型模具在热压罐内加热加压固化成型，并通过真空袋内辅助成型；热压罐内加热加压固化成型包括初始升温阶段以及阶梯式分段升温打压保温阶段；
其中，在初始升温阶段，升温温度为60～100℃,在初始升温阶段可加大热压罐内压力，在此过程，降低甚至去除真空袋内辅助压力；
在阶梯式分段升温打压和保温保压阶段中，先升温至100～120℃加压0.5MPa，随后升温至110～120℃加压0.7MPa，并去除真空袋内辅助真空压力，最终升温至130℃，保温保压6h后随炉降温冷却至90℃，脱模；
步骤D：成型后脱模，获得具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁。
其中，在所述步骤A中，软膜进行铺层时，采用多次室温预抽和升温热预压的方式，其中，室温温度为15～30℃，升温温度为60～80℃，真空袋预压压力≤-0.096MPa
在本实施例中，所采用的闭合自锁式组合成型模具的结构可以参考图5。图5为本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中所采用的闭合自锁式组合成型模具的局部结构图。
如图5所示，该闭合自锁式组合成型模具3包括若干个拼块(即第一拼块31、第二拼块32、第三拼块33、第四拼块34、第五拼块35、第六拼块36以及第七拼块37)。在本发明所述的技术方案中，闭合自锁式组合成型模具采用主体钢质模，并配合作为膨胀软模的软膜4的结构，主体钢质结构可相互组装。
软模4为膨胀软膜，并设置定位凸台(关于软膜4的结构可以参考如图6所示)，各个不同位置的软膜4分别单独设置于第三拼块33上，利用定位凸台定位和固定，从而可以实现各个不同位置加强筋受力。其中，第三拼块33和第四拼块34通过定位销钉连接。
图6至图8示意性显示了本实施例中的预浸料铺层操作，其中，图6为本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中软膜的预浸料铺层示意图；图7从另一视角示意性地显示了本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中的预浸料铺层情况；图8从又一视角示意性地显示了本发明所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁在一种实施方式中的预浸料铺层情况。
需要说明的是，软膜4铺层时的预浸料41尺寸为80mm×330mm、预浸料42尺寸为75mm×450mm、预浸料43尺寸为95mm×260mm；其他铺层预浸料51尺寸为80mm×3200mm、预浸料52尺寸为80mm×2980mm、预浸料53尺寸为145mm×3000mm、预浸料54尺寸为75mm×2980mm。
如图6所示，并在必要时参考图7和图8，首先在各个不同位置的软模4上单独将预浸料41、42以及43进行铺层，其采用材料为碳纤维/氰酸酯预浸料，制备密封袋对膨胀的软模4上的预浸料进行预抽、预压，使每层预浸料相互间更加密实；然后采用定位销钉将软模4和由各个拼块组成的主体钢质模具连接，再采用如图7和图8所示的其他铺层预浸料51、52以及53进行铺层，以完成最后产品主体结构的一体化铺层。
最后，采用热压罐加热加压和真空袋辅助成型的方法进行翼梁的整体固化成型，在该过程中，加大热压罐内压力，去除真空袋内辅助压力，采用阶梯式分段升温、打压和保温的方法进行固化，控制模具合模、产品流胶和制品成型质量，例如：在阶梯式分段升温打压和保温保压阶段中，先升温至100℃加压0.5MPa，随后升温至120℃加压0.7MPa，并去除真空袋内辅助真空压力，最终升温至130℃，保温保压6h后随炉降温冷却至90℃，脱模。
需要说明的是，本发明的保护范围中现有技术部分并不局限于本申请文件所给出的实施例，所有不与本发明的方案相矛盾的现有技术，包括但不局限于在先专利文献、在先公开出版物，在先公开使用等等，都可纳入本发明的保护范围。
此外，本案中各技术特征的组合方式并不限本案权利要求中所记载的组合方式或是具体实施例所记载的组合方式，本案记载的所有技术特征可以以任何方式进行自由组合或结合，除非相互之间产生矛盾。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (5)

1.一种具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，其特征在于：所述复合材料翼梁为一体成型件，其中，复合材料翼梁包括整体梁盒以及设于整体梁盒内的加强筋，所述整体梁盒的下端面外侧具有高精度曲面，所述整体梁盒的侧面接近下端面处具有导槽；
所述高精度曲面的曲面精度＜0.02mm/m，曲面整体精度的均方根＜0.5mm；所述复合材料翼梁的长径比≥22；
所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁的制备方法，包括如下步骤：
步骤A：预浸料铺层：铺层时，先单独在软膜上按一定顺序和角度完成铺层；
步骤B：将步骤A完成铺层的软膜铺入闭合自锁式组合成型模具内，然后组装固定模具后，再将整体预浸料铺入模具内，使得内部的软膜的预浸料与整体预浸料保持连接；
步骤C：将步骤B完成预浸料铺层的闭合自锁式组合成型模具在热压罐内加热加压固化成型，并通过真空袋辅助成型；
步骤D：成型后脱模，获得具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁；
在所述步骤A中，软膜进行铺层时，采用1~4次温预抽和升温热预压的方式，其中，室温温度为15~30℃，升温温度为60~80℃，真空袋预压压力≤-0.096MPa；
所述整体梁盒呈细长型；所述高精度曲面的曲面类型为二次曲面、三次曲面或其他幂 次组合曲面；所述导槽为直线型，所述导槽的横截面呈“C”型，所述导槽与高精度曲面共同 形成的结构的横截面为“
Figure 77201DEST_PATH_IMAGE001
”型；
所述加强筋沿整体梁盒的长度方向分布，所述加强筋具有凸起支撑部，所述凸起支撑部朝向整体梁盒内壁的凸起并与整体梁盒相连。
2.根据权利要求1所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，其特征在于：所述复合材料翼梁所采用的复合材料包括连续纤维增强树脂基复合材料，其中，连续纤维包括碳纤维、玻璃纤维、Kevlar纤维以及以上纤维的混合体的其中之一，所述增强树脂包括环氧树脂、氰酸酯树脂以及双马来酰亚胺树脂中的一种或多种。
3.根据权利要求1所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，其特征在于：所述整体梁盒的宽度为80mm~200mm,高度为40mm~100mm,长度为1700mm~3500mm；所述加强筋的壁厚为1mm~5mm；所述导槽厚度为2mm~5mm，腿宽为10~20mm，长度为1700mm~3500mm。
4.根据权利要求1所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，其特征在于：在所述步骤C中，所述热压罐内加热加压固化成型包括初始升温阶段以及阶梯式分段升温打压和保温保压阶段。
5.根据权利要求4所述的具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁，其特征在于：在初始升温阶段，升温温度为60~100℃,在初始升温阶段加大热压罐内压力，与此同时，降低真空袋内辅助压力；
在阶梯式分段升温打压和保温保压阶段中，先升温至100~110℃加压0.5MPa，随后升温至110~120℃加压0.7MPa，并去除真空袋内辅助真空压力，最终升温至130~140℃，保温保压6h后随炉降温冷却至90℃，脱模。
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