CN114801251B - 通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，包括：预制蒙皮预成型体和褶皱夹芯的步骤及一体成型得到褶皱壁板的步骤，其中，预制褶皱夹芯利用预成型模具，一体成型利用成型模具。该通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，制备出来的褶皱壁板具有高的载重比的特性，能够满足通用航空飞机蒙皮和长桁的性能需要，褶皱的尺寸和形状更加精确，能够满足航空飞机对设计精度的需要，且制件的合格率高。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别是提供了一种通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法。
背景技术
复合材料具有可设计性强、抗疲劳性能好，各项异性、比强度、比模量高等特点，同时，碳纤维在弹性模量、强度、密度方面表现优异，因而被广泛应用于航空航天领域。
复合材料的成型工艺较成熟，例如：手糊成型、模压成型、RTM成型、喷射成型、缠绕成型以及热压罐成型工艺等。随着劳动力的紧缺与成本上升，其模块化智能制造生产将是未来的主流趋势。目前，蒙皮整体壁板结构还只是在金属成型中出现，一般采用化学洗切或者数控加工制成，属于减材制造，在原材料成本节节攀升的今天，对于降低飞行器的成本显然是不利的。对于复合材料，目前还没有出现整体加筋结构。对于复合材料蒙皮和长桁，目前还是沿用金属件的成型方式，即提前制作蒙皮和长桁，先将桁条固化成型后，再将固化好的长桁与未固化的蒙皮放置到主模具中进行二次加热固化成型。这种传统工艺通过二次成型制备，力学性能相比制件一体成型明显较差，长桁与蒙皮连接处有皱褶等质量缺陷，易发生破坏。目前通用飞机的机翼蒙皮和长桁结构多采用复合材料泡沫夹层结构，上下部分为面板结构，中间部分以航空泡沫作为芯材。该结构虽然质量较轻，强度与刚度也能满足要求，但是耐温比较高的PMI泡沫的成本比较高，还要考虑泡沫的重量，耐低温的泡沫又很难与预浸料一体成型，因为预浸料一般的固化温度比较高，低温的泡沫很难满足要求。另外，采用两种材料使得设计、制造、管理都比采用一种材料繁琐，效率低，很难反应市场的快速变化。
因此，提出一种适用于复合材料的褶皱壁板的成型方法，以提高制件的力学性能及制件的合格率，成为亟待解决的问题。
发明内容
鉴于此，本发明的目的在于提供一种通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，以解决现有技术存在的问题。
本发明提供的技术方案是：通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，包括如下步骤：
步骤1：制备蒙皮预成型体：
铺叠碳纤维预浸料，形成蒙皮预成型体；
步骤2：制备褶皱夹芯：
利用预成型模具制备褶皱夹芯，其中，所述预成型模具包括预成型下模具A和预成型上模具B，所述预成型下模具A上表面间隔设置有横截截面为三角形的条形凸起，所述预成型上模具B下表面设置有与所述条形凸起配合的凹槽，制备褶皱夹芯的过程如下：将平整的碳纤维预浸料放置于预成型下模具A上，并通过预成型上模具B实现预成型操作，得到表面具有预成型褶皱筋条的褶皱夹芯；
步骤3：制备褶皱壁板，实现碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型：
步骤3.1：将步骤2得到的褶皱夹芯放置于步骤1得到的蒙皮预成型体上，得到褶皱壁板预成型体；
步骤3.2：利用成型模具夹紧压实所述褶皱壁板预成型体，得到褶皱壁板预定型体，其中，所述成型模具包括成型下模具C、成型上模具、隔离膜、透气毡和真空袋D，所述成型下模具C为一体式结构，所述成型上模具为分体式结构，包括多个条形块E，其中，所述条形块E的宽度为所述预成型下模具A上表面上的相邻的三角形的条形凸起的间距减去所述预成型下模具A上表面上铺叠的碳纤维预浸料的厚度的2倍，所述条形块E的高度大于三角形的条形凸起的斜边与所述预成型下模具A上表面上铺叠的碳纤维预浸料的厚度的和，所述条形块E配合放置于所述褶皱夹芯表面的褶皱筋条之间，所述隔离膜、透气毡、真空袋D与所述成型下模具C和成型上模具适配，依次罩住所述成型下模具C和成型上模具，通过对真空袋D内抽真空，使条形块E与成型下模具C之间及各条形块E之间夹紧压实，进而得到褶皱壁板预定型体；
步骤3.3：对所述褶皱壁板预定型体进行热压固化成型，得到褶皱壁板，实现碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型。
优选，步骤1中，所述蒙皮预成型体由多层碳纤维预浸料铺叠而成。
进一步优选，碳纤维预浸料的铺层顺序为0度、90度间隔设置。
进一步优选，步骤2中，所述条形凸起的高度为2mm，宽度为4mm，相邻的条形凸起的间隔为5-10mm。
进一步优选，步骤2中，所述预成型上模具B和预成型下模具A为电磁铁吸附结构，用于实现褶皱筋条的预成型。
进一步优选，步骤2中，所述预成型上模具B为真空袋，将所述真空袋罩于所述预成型下模具A上，通过抽真空实现褶皱筋条的预成型。
进一步优选，步骤3.2中，成型下模具C的切面呈L型，条形块E配合放置于所述成型下模具C的缺口处，形成矩形结构。
进一步优选，步骤3.3中，成型模具与位于其内部的褶皱壁板预定型体一同放入热压罐中进行固化，固化结束后，脱模得到褶皱壁板。
进一步优选，步骤3.2中，在与褶皱壁板预成型体接触的成型下模具C、成型上模具的接触面上粘贴特氟隆或者涂脱模剂。
进一步优选，所述条形块E上面涂有电磁材料，通过电磁设备将其放置于成型下模具C上。
本发明提供的通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，采用部分结构提前预制，最后一体成型的方法制备褶皱壁板，使得制备出来的褶皱壁板具有一定的强度和刚度，重量轻，满足通用航空飞机蒙皮和长桁的性能需要，褶皱的尺寸和形状更加精确，满足航空飞机对设计精度的需要，且制件的合格率高。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明：
图1为利用预成型模具制备褶皱夹芯的示意图；
图2为利用成型模具得到褶皱壁板预定型体的示意图。
具体实施方式
下面将结合具体的实施方案对本发明进行进一步的解释，但并不局限本发明。
本发明提供了一种通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，包括如下步骤：
步骤1：制备蒙皮预成型体：
铺叠碳纤维预浸料，形成蒙皮预成型体；
步骤2：制备褶皱夹芯：
如图1所示，利用预成型模具制备褶皱夹芯，其中，所述预成型模具包括预成型下模具A和预成型上模具B，所述预成型下模具A上表面间隔设置有横截截面为三角形的条形凸起，优选，所述条形凸起的高度为2mm，宽度为4mm，相邻的条形凸起的间隔为5-10mm，所述预成型上模具B下表面设置有与所述条形凸起配合的凹槽，制备褶皱夹芯的过程如下：将平整的碳纤维预浸料M放置于预成型下模具A上，并通过预成型上模具B实现预成型操作，得到表面具有预成型褶皱筋条的褶皱夹芯；
步骤3：制备褶皱壁板(如图2所示)，实现碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型：
步骤3.1：将步骤2得到的褶皱夹芯放置于步骤1得到的蒙皮预成型体上，得到褶皱壁板预成型体K；
步骤3.2：利用成型模具夹紧压实所述褶皱壁板预成型体K，得到褶皱壁板预定型体，其中，所述成型模具包括成型下模具C、成型上模具、隔离膜、透气毡和真空袋D，所述成型下模具C为一体式结构，所述成型上模具为分体式结构，包括多个条形块E，其中，所述条形块E的宽度为所述预成型下模具A上表面上的相邻的三角形的条形凸起的间距减去所述预成型下模具A上表面上铺叠的碳纤维预浸料的厚度的2倍，所述条形块E的高度大于三角形的条形凸起的斜边与所述预成型下模具A上表面上铺叠的碳纤维预浸料的厚度的和，优选，高出1mm，所述条形块E配合放置于所述褶皱夹芯表面的褶皱筋条之间，所述隔离膜、透气毡、真空袋D与所述成型下模具C和成型上模具适配，依次罩住所述成型下模具C和成型上模具，通过对真空袋D内抽真空，使条形块E与成型下模具C之间及各条形块E之间夹紧压实，进而得到褶皱壁板预定型体，所述褶皱壁板预定型体的褶皱筋条与蒙皮预成型体垂直，可使得最终制得的褶皱壁板的力学性能更好；
步骤3.3：对所述褶皱壁板预定型体进行热压固化成型，得到褶皱壁板，实现碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型。
该通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，褶皱夹芯与蒙皮预成型体的一体化成型可有效提高褶皱壁板的力学性能，降低成本，缩短周期，提高合格率，成型模具的特殊结构设计可以使褶皱筋条的尺寸和形状更精确，能够制备出具有高度为3mm、宽为0.3mm等确定尺寸的褶皱筋条的褶皱壁板。
作为技术方案的改进，步骤1中，所述蒙皮预成型体由多层碳纤维预浸料铺叠而成，优选，由三层碳纤维预浸料铺叠而成。
作为技术方案的改进，碳纤维预浸料的铺层顺序为0度、90度间隔设置，即：一层0度、一层90度、再一层0度、一层90度，依此类推。
作为技术方案的改进，步骤2中，所述预成型上模具B和预成型下模具A为电磁铁吸附结构，用于实现褶皱筋条的预成型，其中，电磁铁吸附结构属于现有技术，通过通/断电实现两部件的吸附/分开，在此不做赘述。
作为技术方案的改进，步骤2中，所述预成型上模具B还可以为真空袋，将所述真空袋罩于所述预成型下模具A上，通过抽真空实现褶皱筋条的预成型。
作为技术方案的改进，步骤3.2中，如图2所示，成型下模具C的切面呈L型，条形块E配合放置于所述成型下模具C的缺口处，形成矩形结构，通过真空袋D，可使条形块E、成型下模具C夹紧。
作为技术方案的改进，步骤3.3中，成型模具与位于其内部的褶皱壁板预定型体一同放入热压罐中进行固化，固化结束后，脱模得到褶皱壁板，优选，热压罐的压力为6个大气压。
作为技术方案的改进，步骤3.2中，在与褶皱壁板预成型体接触的成型下模具C、成型上模具的接触面上粘贴特氟隆或者涂脱模剂。
作为技术方案的改进，所述条形块E上面涂有电磁材料，通过电磁设备将其放置于成型下模具C上，电磁设备为现有技术，通过通电/断电实现与条形块E的吸附/分离，进而实现将条形块E取/放于成型下模具C上。
本发明的具体实施方式是按照递进的方式进行撰写的，着重强调各个实施方案的不同之处，其相似部分可以相互参见。
上面结合附图对本发明的实施方式做了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。
Claims (10)
1.通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，包括如下步骤：
步骤1：制备蒙皮预成型体：
铺叠碳纤维预浸料，形成蒙皮预成型体；
步骤2：制备褶皱夹芯：
利用预成型模具制备褶皱夹芯，其中，所述预成型模具包括预成型下模具A和预成型上模具B，所述预成型下模具A上表面间隔设置有横截截面为三角形的条形凸起，所述预成型上模具B下表面设置有与所述条形凸起配合的凹槽，制备褶皱夹芯的过程如下：将平整的碳纤维预浸料放置于预成型下模具A上，并通过预成型上模具B实现预成型操作，得到表面具有预成型褶皱筋条的褶皱夹芯；
步骤3：制备褶皱壁板，实现碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型：
步骤3.1：将步骤2得到的褶皱夹芯放置于步骤1得到的蒙皮预成型体上，得到褶皱壁板预成型体；
步骤3.2：利用成型模具夹紧压实所述褶皱壁板预成型体，得到褶皱壁板预定型体，其中，所述成型模具包括成型下模具C、成型上模具、隔离膜、透气毡和真空袋D，所述成型下模具C为一体式结构，所述成型上模具为分体式结构，包括多个条形块E，其中，所述条形块E的宽度为所述预成型下模具A上表面上的相邻的三角形的条形凸起的间距减去所述预成型下模具A上表面上铺叠的碳纤维预浸料的厚度的2倍，所述条形块E的高度大于三角形的条形凸起的斜边与所述预成型下模具A上表面上铺叠的碳纤维预浸料的厚度的和，所述条形块E配合放置于所述褶皱夹芯表面的褶皱筋条之间，所述隔离膜、透气毡、真空袋D与所述成型下模具C和成型上模具适配，依次罩住所述成型下模具C和成型上模具，通过对真空袋D内抽真空，使条形块E与成型下模具C之间及各条形块E之间夹紧压实，进而得到褶皱壁板预定型体；
步骤3.3：对所述褶皱壁板预定型体进行热压固化成型，得到褶皱壁板，实现碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型。
2.按照权利要求1所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：步骤1中，所述蒙皮预成型体由多层碳纤维预浸料铺叠而成。
3.按照权利要求2所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：碳纤维预浸料的铺层顺序为0度、90度间隔设置。
4.按照权利要求1所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：步骤2中，所述条形凸起的高度为2mm，宽度为4mm，相邻的条形凸起的间隔为5-10mm。
5.按照权利要求1所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：步骤2中，所述预成型上模具B和预成型下模具A为电磁铁吸附结构，用于实现褶皱筋条的预成型。
6.按照权利要求1所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：步骤2中，所述预成型上模具B为真空袋，将所述真空袋罩于所述预成型下模具A上，通过抽真空实现褶皱筋条的预成型。
7.按照权利要求1所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：步骤3.2中，成型下模具C的切面呈L型，条形块E配合放置于所述成型下模具C的缺口处，形成矩形结构。
8.按照权利要求1所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：步骤3.3中，成型模具与位于其内部的褶皱壁板预定型体一同放入热压罐中进行固化，固化结束后，脱模得到褶皱壁板。
9.按照权利要求8所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：步骤3.2中，在与褶皱壁板预成型体接触的成型下模具C、成型上模具的接触面上粘贴特氟隆或者涂脱模剂。
10.按照权利要求1所述通用飞机碳纤维预浸料褶皱壁板的一体化成型方法，其特征在于：所述条形块E上面涂有电磁材料，通过电磁设备将其放置于成型下模具C上。
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| CN104708837A (zh) * | 2015-04-02 | 2015-06-17 | 哈尔滨工业大学 | 一种用于制备复合材料褶皱夹芯结构的组装模具 |
| KR20180052816A (ko) * | 2016-11-10 | 2018-05-21 | 현대자동차주식회사 | 주름방지 기능을 갖는 후드 프리폼 성형장치 및 이를 이용한 후드 프리폼 제조방법 |
| CN112793185A (zh) * | 2019-11-13 | 2021-05-14 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种用于t型加筋壁板复合材料的共固化成型方法 |
| CN112895520A (zh) * | 2021-01-15 | 2021-06-04 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 飞机舵面复合材料双向加强结构及成型方法 |
-
2022
- 2022-04-25 CN CN202210439588.5A patent/CN114801251B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH11320554A (ja) * | 1998-05-20 | 1999-11-24 | Toray Ind Inc | 織物プリプレグ |
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| "碳纤维复合材料C形结构热隔膜成型工艺";姚双等;"北京航空航天大学学报";第39 卷(第01期);第95-99, 104页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114801251A (zh) | 2022-07-29 |
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