CN113524727A - 一种复合材料机翼的成型方法及成型模具 - Google Patents

Abstract

本发明涉及复合材料机翼成型技术领域，尤其涉及一种复合材料机翼的成型方法及成型模具。该方法采用了翼尖挡块和硅橡胶组合形式，利用硅橡胶的线膨胀系数较大的特性，通过硅橡胶在机翼固化后冷却过程的收缩以及对紧固螺钉的调整，让翼尖挡块发生滑动与型腔分离，进而释放热膨胀外应力，可有效减少机翼外观质量问题和内部分层缺陷，提高产品合格率，该方法具有良好的工艺稳定性和可操作性，具有良好的推广应用价值，可有效提高复合材料机翼的产品质量。该成型模具通过翼尖挡块和硅橡胶组合，再结合紧固螺钉与椭圆孔的配合，能够在成型过程中，释放热膨胀外应力，且结构简单，不影响产品成型的精准度，且使用操作方便。

Description

一种复合材料机翼的成型方法及成型模具

技术领域

本发明涉及复合材料机翼成型技术领域，尤其涉及一种复合材料机翼的成型方法及成型模具。

背景技术

机身结构的复合材料化，可以大幅减重，增加飞机的装油量，有效提高航程和燃油经济性等性能，国外往往把复合材料的应用比例作为衡量飞机发展水平的一个重要标准，使用大量的复合材料替代金属材料已成为航空航天先进结构材料的发展方向。

复合材料机翼成型一般采用钢制模具，在成型过程中需要升温加压固化成型以及降温脱模，升温加压固化过程中模具受热膨胀，树脂在压力和温度的作用下流动并填满模具型腔，降温过程中由于钢的线膨胀系数远高于复合材料，模具的收缩量远大于已经成型的复合材料机翼的收缩量，机翼受到模具收缩带来的挤压力，容易出现外观和内部质量缺陷。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是提供一种在复合材料机翼的成型方法，解决现有复合材料机翼在成型过程中因模具与复合材料线膨胀系数不匹配带来的外应力易导致机翼出现外观和内部质量缺陷的问题。

(二)技术方案

为了实现上述目的，第一方面，本发明提供了一种复合材料机翼的成型方法，复合材料机翼成型所用的下模，在翼尖所对应的型腔处具有开口，在下模还具有挡块槽，挡块槽与开口相连通，在挡块槽内设有至少两个贯穿下模的螺纹孔；

将铺覆好的预制体装入下模的型腔，并调整定位；

在挡块槽内放置翼尖挡块，挡住开口，翼尖挡块上设有与螺纹孔相对应的椭圆孔，椭圆孔贯穿翼尖挡块，通过紧固螺钉穿过螺纹孔后伸入相对应的椭圆孔，在翼尖挡块与挡块槽的槽壁之间塞入硅橡胶垫块，限定所述翼尖挡块相对所述下模滑动；

将上模与下模合模并装到压机，并根据树脂固化参数对产品进行加热加压固化；

待开始降温后，将所述紧固螺钉退出所述椭圆孔，所述翼尖挡块沿逐渐向所述硅橡胶垫块方向滑动，释放机翼的外应力；

待降温至设定温度后脱模。

优选地，挡块槽的槽底为倾斜面，且从开口至硅橡胶垫块为由高向低倾斜；

翼尖挡块的下侧面与槽底相贴合匹配。

优选地，翼尖挡块的宽度大于开口的宽度。

优选地，翼尖挡块与下模采用相同材质的金属。

第二方面，本发明还提供了一种复合材料机翼的成型模具，包括下模，下模设有型腔，在翼尖所对应的型腔处设有开口，在下模上还设有挡块槽，挡块槽与开口相连通，在挡块槽内设有至少两个贯穿下模的螺纹孔；

在挡块槽内设有翼尖挡块，用于挡住开口，翼尖挡块与挡块槽的槽壁之间设有硅橡胶垫块，翼尖挡块上设有与螺纹孔相对应的椭圆孔，椭圆孔贯穿翼尖挡块，通过紧固螺钉穿过螺纹孔后伸入相对应的椭圆孔，限定所述翼尖挡块相对所述下模滑动，在翼尖挡块受到来自型腔方向的外应力时，会使翼尖挡块能够发生晃动；

紧固螺钉椭圆孔内退出后，在受到来自型腔方向的外力时，翼尖挡块能够在挡块槽内相对下模向远离型腔的方向滑动。

在该成型模具的优选实施方式中，挡块槽的槽底为倾斜面，且从开口至硅橡胶垫块为由高向低倾斜；

翼尖挡块的下侧面与槽底相贴合匹配。

在该成型模具的优选实施方式中，翼尖挡块的宽度大于开口的宽度。

在该成型模具的优选实施方式中，翼尖挡块与下模采用相同材质的金属。

(三)有益效果

本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供的复合材料机翼的成型方法，采用了翼尖挡块和硅橡胶组合形式，利用硅橡胶的线膨胀系数较大的特性，通过硅橡胶在机翼固化后冷却过程的收缩以及对紧固螺钉的调整，让翼尖挡块发生滑动与型腔分离，进而释放热膨胀外应力，可有效减少机翼外观质量问题和内部分层缺陷，提高产品合格率，该方法具有良好的工艺稳定性和可操作性，具有良好的推广应用价值，可有效提高复合材料机翼的产品质量。

本发明提供的复合材料机翼的成型模具，包括下模，下模设有型腔，在翼尖所对应的型腔处设有开口，在下模上还设有挡块槽，挡块槽与开口相连通，在挡块槽内设置翼尖挡块和硅橡胶垫块组合，再结合紧固螺钉与椭圆孔的配合，利用硅橡胶的线膨胀系数较大的特性，通过硅橡胶在机翼固化后冷却过程的收缩，以及对紧固螺钉的调整，让翼尖挡块发生滑动与型腔分离，进而释放热膨胀外应力，从而可有效减少机翼外观质量问题和内部分层缺陷，提高产品合格率。且该成型模具结构简单，不影响产品成型的精准度，且使用操作方便。

附图说明

本发明附图仅为说明目的提供，图中各部件的比例与数量不一定与实际产品一致。

图1是本发明实施例中一种下模的俯视结构示意图(未示意紧固螺钉)；

图2是本发明实施例中一种下模的俯视结构示意图(未示意翼尖挡块)；

图3是本发明实施例中一种翼尖挡块与挡块槽的配合示意图；

图4是图3中翼尖挡块与挡块槽相配合的分解状态示意图。

图中：1：下模；11：型腔；12：挡块槽；13：螺纹孔；

2：翼尖挡块；21：椭圆孔；

3：硅橡胶垫块。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，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的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例提供的复合材料机翼的成型模具，包括上模、下模，其中上模采用现有技术，在此不再赘述。

参见图1和图2所示，下模1具有型腔11，在机翼的翼尖所对应的型腔处设有开口，即翼尖对应的型腔外具有一缺口。在下模上还设有挡块槽12，挡块槽12与开口相连通，在挡块槽12内设有至少两个贯穿下模的螺纹孔13，例如，螺纹孔的数量可以为两个，且等间距分布设置、也可以为三个，且等间距分布设置、还可以为四个，其可以采用等间距分分布设置，也可以采用两列设置，每列的两个螺纹孔13间隔设置，具体数量和分布方式可根据翼尖挡块的尺寸设定，只需能够将翼尖挡块2与下模1固定，并在需要时可以不影响翼尖挡块2相对下模1移动即可，在此不作限定。翼尖挡块2相对下模1移动的结构在下文将进行示例。

在挡块槽12内设有翼尖挡块2，用于挡住开口，即翼尖挡块2的侧壁作为型腔壁。在翼尖挡块2与挡块槽12的槽壁之间设有硅橡胶垫块3，翼尖挡块2上设有与螺纹孔13相对应的椭圆孔21，此处所说的相对应是指椭圆孔21的数量与位置均与螺纹孔13相对应。椭圆孔21贯穿翼尖挡块2，紧固螺钉(图中未示出)的一端穿过相对应的螺纹孔13后伸入椭圆孔21内，常温下，无外力时，在硅橡胶垫块3和紧固螺钉的作用下，翼尖挡块2不能相对下模1滑动。即在固化成型时，翼尖挡块2与下模1是相对固定的，其不影响机翼的成型。当固化成型后，温度下降过程中(例如由130℃逐渐降低到50℃)，现有技术中，由于钢的线膨胀系数远高于复合材料，模具的收缩量远大于已经成型的复合材料机翼的收缩量，机翼受到模具收缩带来的挤压力容易出现外观和内部质量缺陷，即复合材料机翼在成型过程中因模具与复合材料线膨胀系数不匹配带来的外应力易导致机翼出现外观和内部质量缺陷的问题。

本实施例中，在固化成型后，在下模的外侧调整紧固螺钉，使其从椭圆孔21内退出，在受到来自型腔方向的外力，翼尖挡块2能够在挡块槽12内相对下模向远离型腔的方向滑动，即本申请利用硅橡胶的线膨胀系数较大的特性，一方面在降温程中，硅橡胶垫块3发生收缩，另一方面翼尖挡块2受到来自型腔方向的外力，翼尖挡块2向硅橡胶垫块3方向移动，实现对机翼外应力的释放，从而可有效减少机翼外观质量问题和内部分层缺陷，提高产品合格率。另外，该成型模具结构简单，不影响产品成型的精准度，且使用操作方便。

还需要说明的是，在加热或高温状态保温时，硅橡胶垫块3受热膨胀，也能起到限定翼尖挡块2的作用，保证成型精度，另外，在高温状态下，由于椭圆孔21与紧固螺钉的配合，在翼尖挡块2受到来自型腔方向的外应力时，会使翼尖挡块2能够产生一定的晃动，释放一部分热膨胀外应力，提高产品成型质量。

为了使翼尖挡块2移动更顺畅，在一优选实施方式中，参见图3和图4所示，挡块槽12的槽底为倾斜面，且从开口至硅橡胶垫块3为由高向低倾斜，翼尖挡块2的下侧面与槽底相贴合匹配，即翼尖挡块2的下侧面也为倾斜面。在硅橡胶垫一侧减少或撤去支撑力时，翼尖挡块2能够在挡块槽12内相对下模向远离型腔的方向滑动。另外，倾斜面也能直到阻挡翼尖挡块2向型腔11方向移动的作用，尤其是在翼尖挡块2嵌入开口处的实施方式中。

为了防止翼尖挡块2向型腔11方向移动，在一优选地实施方式中，参见图1所示，翼尖挡块的宽度L大于开口的宽度d，能够有效避免翼尖挡块2向型腔11方向移动。

在一优选地实施方式中，翼尖挡块2与下模1采用相同材质的金属。

本实施例还提供了一种复合材料机翼的成型方法，其利用上述实施例中任一种成型模具进行成型，包括以下步骤：

将铺覆好的预制体装入下模的型腔，并调整定位。

在挡块槽内放置翼尖挡块，挡住开口，翼尖挡块上设有与螺纹孔相对应的椭圆孔，椭圆孔贯穿翼尖挡块，通过紧固螺钉穿过相对应的螺纹孔和椭圆孔，将翼尖挡块与下模固定，在翼尖挡块与挡块槽的槽壁之间塞入硅橡胶垫块。

将上模与下模合模并装到压机，并根据树脂固化参数对产品进行加热加压固化(例如加热至130℃)。

待加热加压固化完成后，调整紧固螺钉的紧固度，使翼尖挡块在机翼的外应力作用下沿椭圆孔的长轴向硅橡胶垫块移动，释放机翼的外应力。

待降温至设定温度(例如50℃)后脱模。

本实施例的复合材料机翼的成型方法，采用了翼尖挡块和硅橡胶组合形式，利用硅橡胶的线膨胀系数较大的特性，通过硅橡胶在机翼固化后冷却过程的收缩，以及对紧固螺钉的调整，让翼尖挡块发生滑动与型腔分离，进而释放热膨胀外应力，该方法具有良好的工艺稳定性和可操作性，具有良好的推广应用价值，可有效提高复合材料机翼的产品质量。

需要说明的是，在复合材料机翼的成型工艺中，各成型参数设定、预制体的入模及调整定位、合模、加热加压固化均采用现有技术即可，在此不再赘述。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案，不存在方案冲突的情况下，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

此外，在不脱离本发明的范围的情况下，对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种复合材料机翼的成型方法，其特征在于：

复合材料机翼成型所用的下模，在翼尖所对应的型腔处具有开口，在所述下模还具有挡块槽，所述挡块槽与所述开口相连通，在所述挡块槽内设有至少两个贯穿所述下模的螺纹孔；

将铺覆好的预制体装入所述下模的型腔，并调整定位；

在所述挡块槽内放置翼尖挡块，挡住所述开口，所述翼尖挡块上设有与所述螺纹孔相对应的椭圆孔，所述椭圆孔贯穿所述翼尖挡块，通过紧固螺钉穿过所述螺纹孔后伸入相对应的椭圆孔，在所述翼尖挡块与所述挡块槽的槽壁之间塞入硅橡胶垫块，限定所述翼尖挡块相对所述下模滑动；

将上模与所述下模合模并装到压机，并根据树脂固化参数对产品进行加热加压固化；

待开始降温后，将所述紧固螺钉退出所述椭圆孔，所述翼尖挡块沿逐渐向所述硅橡胶垫块方向滑动，释放机翼的外应力；

待降温至设定温度后脱模。

2.根据权利要求1所述的成型方法，其特征在于：所述挡块槽的槽底为倾斜面，且从所述开口至所述硅橡胶垫块为由高向低倾斜；

所述翼尖挡块的下侧面与所述槽底相贴合匹配。

3.根据权利要求1所述的成型方法，其特征在于：所述翼尖挡块的宽度大于所述开口的宽度。

4.根据权利要求1所述的成型方法，其特征在于：所述翼尖挡块与所述下模采用相同材质的金属。

5.一种复合材料机翼的成型模具，包括下模，所述下模设有型腔，其特征在于：在翼尖所对应的型腔处设有开口，在所述下模上还设有挡块槽，所述挡块槽与所述开口相连通，在所述挡块槽内设有至少两个贯穿所述下模的螺纹孔；

在所述挡块槽内设有翼尖挡块，用于挡住所述开口，所述翼尖挡块与所述挡块槽的槽壁之间设有硅橡胶垫块，所述翼尖挡块上设有与所述螺纹孔相对应的椭圆孔，所述椭圆孔贯穿所述翼尖挡块，通过紧固螺钉穿过所述螺纹孔后伸入相对应的所述椭圆孔，限定所述翼尖挡块相对所述下模滑动，在所述翼尖挡块受到来自型腔方向的外应力时，所述翼尖挡块能够发生晃动；

紧固螺钉椭圆孔内退出后，在受到来自型腔方向的外力时，翼尖挡块能够在挡块槽内相对下模向远离型腔的方向滑动。

6.根据权利要求5所述的成型模具，其特征在于：所述挡块槽的槽底为倾斜面，且从所述开口至所述硅橡胶垫块为由高向低倾斜；

所述翼尖挡块的下侧面与所述槽底相贴合匹配。

7.根据权利要求5所述的成型模具，其特征在于：所述翼尖挡块的宽度大于所述开口的宽度。

8.根据权利要求5所述的成型模具，其特征在于：所述翼尖挡块与所述下模采用相同材质的金属。

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