CN113752588A - 一种飞机隔框的制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机隔框的制造方法。其中飞机隔框为弧形结构且包括Z型横截面，并且包括翻边区、弯折区以及在弯折区之间延伸的腹板区，其中腹板区为扇形。制造方法包括以下步骤：按照飞机隔框的尺寸在编织芯模上按照飞机隔框的延伸方向编织第一纤维体以形成筒状编织体；将筒状编织体展开以形成平面编织体；向平面编织体预浸树脂以形成预浸料；按照飞机隔框的尺寸对预浸料进行裁剪；铺设经过裁剪的预浸料，并进行固化，以形成飞机隔框。本发明的制造方法能够解决编织体铺设后容易形成褶皱的问题。

Description

一种飞机隔框的制造方法
技术领域
本发明涉及飞行备件及成型工艺，具体地，涉及一种飞机隔框的制造方法。
背景技术
通常，飞机内部由飞机隔框等隔离成不同的区域。不同的区域被分别用作客舱、货舱等。为了与具有流线型外形的飞机相匹配，飞机隔框通常具有图1所示的具有互成角度且具有弧形构造。多个弧形构造的飞机隔框彼此拼接形成的环形框架形成各隔离区域的支撑构件。
复合材料具有轻质、结构强度大的特点。复合材料制成的隔框已成为主流形式的飞机隔框。一般地，飞机隔框需要经过以下步骤：将编织纤维预浸料铺设于具有对应于飞机隔框形状的模具上、真空袋密封加压加固、脱模。
结合图1，在将编织纤维预浸料铺设在相应的模具后，由于具有弧形构造的隔框在对应于内弧、外弧的位置处具有不同的弧长，将常规的纤维体进行弯折铺设后会在拐弯指出产生严重的褶皱，这会严重影响成型后的隔框的质量。
美国波音公司还公开了一种采用干纤维编织+RTM成型的制作工艺。根据该制作工艺，飞机制造企业需要将编织体保留在编织芯模上运输至组装车间后再拆卸、组装，因此该类制作工艺需要企业购买更多的编织芯模，并且为运送编织芯模付出更高的运输成本。
发明内容
针对根据现有技术的飞机隔框制造方法的上述现状，本发明的目的之一在于提供一种能够有效避免纤维体铺设过程形成的褶皱的飞机隔框的制造方法。
该目的通过本发明以下形式的制造来实现。其中，飞机隔框为弧形结构且包括Z型横截面，并且包括位于横向两侧边缘的翻边区、与所述翻边区相邻的弯折区以及在所述弯折区之间延伸的腹板区，其中所述弯折区具有弧形结构，所述腹板区为扇形，所述制造方法包括以下步骤：
按照飞机隔框的尺寸在编织芯模上按照所述飞机隔框的延伸方向编织第一纤维体以形成筒状编织体；
将所述筒状编织体展开以形成平面编织体；
向所述平面编织体预浸树脂以形成预浸料；
按照所述飞机隔框的尺寸对所述预浸料进行裁剪；
铺设经过裁剪的预浸料，并进行固化，以形成所述飞机隔框。
本发明利用了纤维容易随形拐弯的特性，将纤维沿着飞机隔框的弧形构造的延伸方向编织，其可以有效解决扇形腹板拐弯铺设存在褶皱的问题。
根据本发明的一种优选实施方式，在所述腹板区采用双轴线编织方法制成。
根据本发明的一种优选实施方式，两个所述翻边区中的任一个采用三轴线编织方法制成。
根据本发明的一种优选实施方式，两个所述弯折区中的一个是采用三轴线编织方法制成的第一弯折区，且至少一根第二纤维体在所述第一弯折区沿隔框的长度方向连续延伸。优选地，在所述第一弯折区的延伸方向上，所述第二纤维体的延伸长度不小于所述第一弯折区的延伸长度的一半。更优选地，在所述第一弯折区的延伸方向上，所述第二纤维体的延伸长度等于所述第一弯折区域的延伸长度。在弯折区设有连续延伸的第二纤维体能够保证将本申请的飞机隔框搭设成环形后，成组的飞机隔框在圆周方向上具有良好的抗拉性能。
根据本发明的一种优选实施方式，所述第一弯折区是位于所述腹板区的扇形的内侧位置的内弯折区，并且位于所述腹板区的扇形的内侧位置所述的所述翻边区采用三轴线编织方法制成。将采用三轴线编织方法制成的第一弯折区、翻边区置于腹板区的内侧位置，一方面，第一弯折区、翻边区具有更小的周向延伸距离(对应于扇形腹板区的内弧长度)，有利于提高第一弯折区、翻边区的抗拉、压性能；另一方面，在腹板区的内侧位置采用三轴线编织方法而非双轴线编织方法形成第一弯折区、翻边区，这能够进一步提高其抗拉、压性能。
根据本发明的一种优选实施方式，在形成所述预浸料后，在所述预浸料贴附隔离纸，并将预浸料脱离所述编织芯模以进行卷曲收集。经过特定的编织方法后，编织体无需由编织芯模保持也将编织体上的各纤维体保持在所需延伸方向上。在此基础之上，利用预浸料预浸后编织体被脱离编织芯模，编织芯模因此可以被保留在编织体制作车间并连续使用；卷曲成筒的编织体预浸料也易于运输。
本发明同时涉及采用上述任一种制造方法制成的飞机隔框。
在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
如上所述，本发明提出了一种全新的Z型飞机隔框的制造方法，其利用编织技术解决拐弯铺放问题；采用预浸技术将编织体做成预浸料，避免了三维干纤维编织体的维形运输问题和后续注胶问题。此外，本发明在翻边区域将0°纤维同步编进成一个整层，提高零件力学性能。
通过阅读下列的附图和详细描述本领域技术人员可理解本发明的其他系统、方法、特征和优点。目的是所有这种额外的系统、方法、特征和优点包括在本说明书中和本发明内容中，且包括在本发明的范围内，并被所附权利要求保护。
附图说明
为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。
图1是根据本发明的优选实施方式的飞机隔框的结构示意图；
图2是图1的飞机隔框的横截面示意图；
图3是形成飞机隔框的编织体的局部表面的示意性放大图；
图4是采用三轴线编织而成编织体的横截面示意图。
附图标记说明：
飞机隔框：10； 第一翻边区：11；
第二翻边区：12； 内弯折区：13；
第二弯折区：14； 腹板区：15；
第一纤维体：S1、S2； 第二纤维体S3。
具体实施方式
接下来将参照附图详细描述本发明的发明构思。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。在以下的具体描述中，例如“上”、“下”、“内”、“外”、“纵”、“横”等方向性的术语，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
图3示出了一种飞机隔框10的立体结构。如图3所示，飞机隔框10总体呈弧形结构，其包括位于横向两侧边缘的翻边区11、12(即隔框的缘条区)，与翻边区11、12相邻的弯折区13、14以及在弯折区13、14之间延伸的腹板区15。其中，弯折区13、14具有弧形结构，腹板区15为扇形。根据图1的飞机隔框10，其横截面大致呈图2所示的Z型构造。根据本发明，飞机隔框10的可通过以下步骤制得：
步骤1：按照飞机隔框10的尺寸上按照飞机隔框10的延伸方向编织第一纤维体以形成编织体。具体而言，参见图3，其示意性地示出了用于形成图1的飞机隔框10编织体的局部示意性放大图。采用上述形式编织而成的编织体中，沿第一方向延伸的各条纤维S1与沿第二方向延伸的各条纤维S2的多个交接点的连线BB'的延伸方向与飞机隔框10各个区域的延伸方向相同。例如，对于腹板区15和弯折区13、14域而言，图3的连线BB'的延伸方向与图1的AA'方向相同；对于其他翻边区11、12而言，上述连线方向BB'与对应的翻边的延伸方向也相同。对于已经成型的为立体结构的飞机隔框10而言，翻边区11、12以及腹板区15和弯折区13、14的延伸方向均为图1所示的A-A'方向，可以理解，将该图1下的飞机隔框10展开成对应于编织芯模的形状时，翻边区11、12同腹板区15、弯折区13、14的延伸方向是不同的，因此，在编织上述编织体的步骤中，翻边区11、12的编织方向被设定成不同于腹板区15、弯折区13、14的编织方向。应当理解，对于编织体的纤维而言，通过该步骤编织而成的变成的编织体在后续的铺设过程不会出现褶皱。
一般地，编织芯模是圆形或方形的筒状结构，经过步骤1处理的编织体是呈筒状结构的编织体。
步骤2：将步骤1形成的筒状编织体展开以形成平面编织体。
步骤3：向编织体预浸树脂以形成预浸料。在平面编织体中混合树脂的步骤可以在编织芯模中完成。
步骤4：在所述预浸料贴附隔离纸，并将预浸料脱离所述编织芯模以进行卷曲收集。经过上述步骤3编织而成的平面编织体，具有不同延伸方向的纤维体在经过预浸料处理后，各纤维体无需编织芯模保持形状来维持在所需的延伸方向。在此基础之上，利用预浸料预浸后，编织体被脱离编织芯模，编织芯模因此可以被保留在编织体制作车间并连续使用；卷曲成筒的编织体预浸料也易于运输。
步骤4：将成筒的预浸料进行展开并按照对应于展开后的飞机隔框10的形状裁剪预浸料以去除毛边。根据此前采用特殊的工艺编织而成编织体，安装人员能够辨别出编织体上的纤维走向。结合对应于展开后的飞机隔框10的形状的图纸，安装人员能够方便地裁剪出所需的片状预浸料。
步骤5：将各纤维体对准于飞机隔框10的相应位置，准确地铺设经过上述经过裁剪的预浸料，随后进行真空包装以固化，由此即可形成飞机隔框10。为了保证飞机隔框10的结构强度，上述铺设步骤应重复多次，以此形成具有多层编织体结构的飞机隔框10。
根据以上可知，本发明利用了纤维容易随形拐弯的特性，将纤维沿着飞机隔框10的弧形构造的延伸方向编织，其可以有效解决扇形腹板拐弯铺设存在褶皱的问题。
进一步参见图2、3，根据本发明的一种优选实施方式，本发明在腹板区15、弯折区13、14、翻边区11、12采用了不同的编织方法。例如，在图2的示例中，腹板区15、具有较小延伸高度的第一翻边区11以及介于第一翻边区11和腹板区15之间的第一弯折区13可采用双轴线编织；对于延伸高度较大的另一弯折区14(第二弯折区14)以及翻边区12(第二翻边区12)，其可以采用三轴线编织方法。
优选地，具有更大延伸高度且由三轴线编织而成的第二翻边区12被设置在对应于扇形腹板区的具有较小延伸长度的内侧上，从而形成内翻边区，也即内缘条区。第二翻边区12被作为飞机隔框的主要受力面。相较于将第二翻边区设置在扇形腹板区的外侧，即对应于第一翻边区11的位置，设置于内侧的第二翻边区12的延伸长度更短，其在高度方向具有更有益的抗压能力。
参见图4并结合图1，其示意性示出了采用三轴线编织的编织体的截面图。在第二弯折区14上，至少一根第二纤维体S3在弯折区13、14沿隔框的长度方向AA'连续延伸。优选地，在弯折区13、14的延伸方向AA'上，该第二纤维体S3的延伸长度不小于该弯折区13、14域的延伸长度的一半；更优选地，第二纤维体的延伸长度等于弯折区13、14域的延伸长度。参见图4，在多个飞机隔框10组合而成为环形构造(对应于飞机内部的环形架构)后，各个第二翻边区12(内翻边区)形成圆环，由于各第二翻边区12设有连续延伸的第二纤维体S3，环形飞机隔框组具有较好的抗拉、抗压的性能。特别地，对于飞机而言，飞机舱内的压力远高于舱外压力，根据上述的第二纤维体使得飞机隔框10能够抵靠由于压差而在飞机隔框内侧造成的拉力作用。
本发明的保护范围仅由权利要求限定。得益于本发明的教导，本领域技术人员容易认识到可将本发明所公开结构的替代结构作为可行的替代实施方式，并且可将本发明所公开的实施方式进行组合以产生新的实施方式，它们同样落入所附权利要求书的范围内。

Claims (9)

1.一种飞机隔框的制造方法，其中，所述飞机隔框为弧形结构并且包括位于横向两侧边缘的翻边区、与所述翻边区相邻的弯折区以及在所述弯折区之间延伸的腹板区，其中所述弯折区具有弧形结构，所述腹板区为扇形，所述制造方法包括以下步骤：
按照飞机隔框的尺寸在编织芯模上按照所述飞机隔框的延伸方向编织第一纤维体以形成筒状编织体；
将所述筒状编织体展开以形成平面编织体；
向所述平面编织体预浸树脂以形成预浸料；
按照所述飞机隔框的尺寸对所述预浸料进行裁剪；
铺设经过裁剪的预浸料，并进行固化，以形成所述飞机隔框。
2.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，在所述腹板区采用双轴线编织方法制成。
3.根据权利要求2所述的制造方法，其特征在于，两个所述翻边区中的任一个采用三轴线编织方法制成。
4.根据权利要求3所述的制造方法，其特征在于，两个所述弯折区中的一个是采用三轴线编织方法的第一弯折区，且至少一根第二纤维体在所述第一弯折区沿隔框的长度方向连续延伸。
5.根据权利要求4所述的制造方法，其特征在于，在所述第一弯折区的延伸方向上，所述第二纤维体的延伸长度不小于所述第一弯折区的延伸长度的一半。
6.根据权利要求5所述的制造方法，其特征在于，在所述第一弯折区的延伸方向上，所述第二纤维体的延伸长度等于所述第一弯折区的延伸长度。
7.根据权利要求6所述的制造方法，其特征在于，所述第一弯折区是位于所述腹板区的扇形的内侧位置的内弯折区，并且位于所述腹板区的扇形的内侧位置所述的所述翻边区采用三轴线编织方法制成。
8.根据权利要求1-7中任一项所述的制造方法，其特征在于，在形成所述预浸料后，在所述预浸料贴附隔离纸，并将预浸料脱离所述编织芯模以进行卷曲收集。
9.一种飞机隔框，其特征在于，所述飞机隔框由如权利要求1-8中任一项所述的制造方法制造而成。
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