CN117341956A - 一种复合材料一体化机身结构及制造方法 - Google Patents
一种复合材料一体化机身结构及制造方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117341956A CN117341956A CN202311265943.2A CN202311265943A CN117341956A CN 117341956 A CN117341956 A CN 117341956A CN 202311265943 A CN202311265943 A CN 202311265943A CN 117341956 A CN117341956 A CN 117341956A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- bulkhead
- barrel section
- skin
- inner skin
- barrel
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 25
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 24
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims abstract description 21
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims abstract description 21
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 16
- 238000007711 solidification Methods 0.000 claims abstract description 9
- 230000008023 solidification Effects 0.000 claims abstract description 9
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 4
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims abstract description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 44
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims description 17
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 9
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 7
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 6
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 3
- 238000007731 hot pressing Methods 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 3
- 239000011347 resin Substances 0.000 claims description 3
- 229920005989 resin Polymers 0.000 claims description 3
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 2
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims 1
- 230000011218 segmentation Effects 0.000 claims 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims 1
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 abstract description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 239000002313 adhesive film Substances 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 235000011837 pasties Nutrition 0.000 description 2
- 229910001148 Al-Li alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N [Li].[Al] Chemical compound [Li].[Al] JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000001989 lithium alloy Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Transportation (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
本发明公开了一种复合材料一体化机身结构及制造方法，所述结构包括桶段成型模、内蒙皮‑隔框桶段、胶粘剂、R区填充物、外蒙皮，其中：桶段成型模为阳模，采用组合式框架结构钢模，用于进行内蒙皮‑隔框桶段的成型；内蒙皮‑隔框桶段采用预浸料或预制体在桶段成型模上铺贴，最后进行固化成型；在铺贴时，直接在每一段内蒙皮的两端连续铺贴，形成隔框；每个内蒙皮‑隔框桶段单独固化成型，然后将相邻的隔框通过胶粘剂胶结；将所有内蒙皮‑隔框桶段对接后，在其外部铺设外蒙皮形成整体机身段预制件，最后固化形成一体化机身结构；其中，对于外蒙皮与相邻的内蒙皮‑隔框桶段的隔框之间所形成的R区，在铺设外蒙皮之前，先在其中铺放R区填充物。
Description
技术领域
本发明涉及飞机设计领域，具体涉及一种复合材料一体化机身结构及制造方法。
背景技术
当前的金属机身一般采用铆接等机械连接工艺将蒙皮、长桁和框等组合在一起形成整体结构，为此，需要在零组件上预先开大量紧固件孔，再使用专用工具进行铆接或螺接，不仅装配周期长、成本高，而且不利于疲劳和隐身等综合性能。随着复合材料在飞机结构上的大规模应用，利用复合材料整体成型的优势设计制造一体化机身一直是飞机结构研制的重要发展方向。
波音B-787飞机机身分为5个桶段和1一个半圆壳，每个桶段采用自动铺丝技术在芯轴上铺放预浸料后分段固化制造，最后再通过机械连接与框等组装在一起。空客A-350飞机机身结构则分为18块复合材料曲板、1个铝锂合金曲板及一个筒体，同样通过机械连接组装成机身。两型飞机虽然都大大提高了机身结构的整体性，但仍存在大量机械连接，并在后续验证和使用中暴露出一些问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种复合材料一体化机身结构及制造方法，充分利用复合材料整体成型优势，实现机身结构一体化设计制造。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种复合材料一体化机身结构，包括桶段成型模、内蒙皮-隔框桶段、胶粘剂、R区填充物、外蒙皮，其中：
桶段成型模为阳模，采用组合式框架结构钢模，用于进行内蒙皮-隔框桶段的成型；所述桶段为将机身结构根据形状与尺寸分段后所形成的结构；
内蒙皮-隔框桶段采用预浸料或预制体在桶段成型模上铺贴，最后进行固化成型；在铺贴时，直接在每一段内蒙皮的两端连续铺贴，形成隔框；每个内蒙皮-隔框桶段单独固化成型，在固化成型后，将相邻的内蒙皮-隔框桶段的隔框通过胶粘剂胶结；
将所有内蒙皮-隔框桶段对接后，在其外部铺设外蒙皮形成整体机身段预制件，最后固化形成一体化机身结构；其中，对于外蒙皮与相邻的内蒙皮-隔框桶段的隔框之间所形成的R区，在铺设外蒙皮之前，先在其中铺放R区填充物。
进一步地，所述R区填充物有三种形式，对于外蒙皮采用预浸料成型工艺时，可采用单向预浸料加捻形成，或采用热压、拉挤方法成型预制体；对于液态成型工艺，采用干纤维单向预制体。
进一步地，所述外蒙皮成型工艺为预浸料成型工艺或液态成型工艺，所述外蒙皮为预浸料或干纤维预制体，与R区填充物对应。
进一步地，所述胶粘剂为糊状胶粘剂或胶膜。
一种复合材料一体化机身结构的制造方法，将机身结构分为内蒙皮-隔框和外蒙皮两个部分，先成型内蒙皮-隔框，再以其作为外蒙皮的铺贴成型模并与外蒙皮整体胶接共固化，实现机身结构的一体化制造。
进一步地，所述复合材料一体化机身结构的制造方法具体包括：
步骤1，首先根据机身结构形状与尺寸将其分段，分为若干个桶段，每个桶段包括前后部分隔框、该桶段的机身内蒙皮；
步骤2，根据机身的桶段分段设计桶段成型模，采用阳模形式，该桶段成型模同时作为内蒙皮-隔框桶段的铺贴模；采用人工铺贴或自动铺放工艺在桶段成型模上铺贴内蒙皮-隔框桶段铺层；
步骤3，将完成固化的各内蒙皮-隔框桶段利用胶粘剂对相邻内蒙皮-隔框桶段的隔框部分进行前后胶接形成整体机身内桶段；
步骤4，在整体机身内桶段胶接处放置R区填充物填平，在外表面根据需要铺覆胶粘剂；以整体机身内桶段作为铺放模具，在外表面铺放外蒙皮铺层；
步骤5，以固化的整体机身内桶段作为成型模，按固化工艺方法对外蒙皮铺层进行加温加压固化，得到一体化机身结构。
进一步地，在步骤2中，对于预浸料成型工艺，根据预浸料固化要求进行固化；对于液态成型工艺，采用相应的树脂充模固化工艺方法进行固化。
进一步地，在步骤4中，采用人工或自动铺放工艺在外表面铺放外蒙皮铺层。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
本发明利用复合材料整体成型的特点，将机身分为内蒙皮-隔框桶段和外蒙皮两个部分，利用预先成型的内蒙皮-隔框桶段作为外蒙皮成型模具，实现二者的整体胶接共固化成型。该方法大大降低了工艺制造难度和成本，缩短了制造周期，实现了机身蒙皮/隔框一体化成型，减少了连接件数量，提高了结构整体性。本发明结构简洁，操作方便，原理清晰，便于生产，实用性较强，易于推广应用，具有较大的价值。
附图说明
图1为复合材料一体化机身结构示意图；
图2为内蒙皮-隔框桶段铺贴成型示意图；
图3为内蒙皮-隔框桶段与外蒙皮铺贴成型示意图；
图4为R区结构示意图。
图中标号说明：1一体化机身，2桶段成型模，3内蒙皮-隔框桶段，4胶粘剂，5R区填充物，6外蒙皮。
具体实施方式
为提高复合材料机身结构整体性，减少连接和装配工作量，降低制造成本、提高制造效率，提供了一种复合材料一体化机身结构及制造方法，利用复合材料整体成型优势，实现机身蒙皮-框板结构一体化无缝制造。
参见附图，本发明的一种复合材料一体化机身结构，包括桶段成型模2、内蒙皮-隔框桶段3、胶粘剂4、R区填充物5、外蒙皮6，其中：
桶段成型模2为阳模，采用组合式框架结构钢模，用于进行内蒙皮-隔框桶段的成型；所述桶段为将机身结构根据形状与尺寸分段后所形成的结构；
内蒙皮-隔框桶段3采用预浸料或预制体在桶段成型模2上铺贴，最后进行固化成型；在铺贴时，直接在每一段内蒙皮的两端连续铺贴，形成隔框；每个内蒙皮-隔框桶段3单独固化成型，在固化成型后，将相邻的内蒙皮-隔框桶段3的隔框通过胶粘剂胶结；所述胶粘剂4为糊状胶粘剂或胶膜。
将所有内蒙皮-隔框桶段3对接后，在其外部根据不同的成型工艺铺设外蒙皮6形成整体机身段预制件，最后固化形成一体化机身结构；其中，对于外蒙皮6与相邻的内蒙皮-隔框桶段3的隔框之间所形成的R区，在铺设外蒙皮6之前，先在其中铺放R区填充物5。其中，外蒙皮6成型工艺为预浸料成型工艺或液态成型工艺。
所述R区填充物5有三种形式，对于外蒙皮6采用预浸料成型工艺时，可采用单向预浸料加捻形成，或采用热压、拉挤方法成型预制体；对于液态成型工艺，采用干纤维单向预制体。所述外蒙皮6为预浸料或干纤维预制体，与R区填充物5对应。
本发明进一步提供了一种复合材料一体化机身结构的制造方法，将机身结构分为内蒙皮-隔框和外蒙皮两个部分，先成型内蒙皮-隔框，再以其作为外蒙皮的铺贴成型模并与外蒙皮整体胶接共固化，实现机身结构的一体化、低成本制造。具体实施方式如下：
步骤1，首先根据机身结构形状与尺寸将其分段，分为若干个桶段，每个桶段包括前后部分隔框、该桶段的机身内蒙皮；桶段的划分主要考虑隔框布置及模具设计要求。
步骤2，根据机身的桶段分段设计桶段成型模2，采用阳模形式，该桶段成型模2同时作为内蒙皮-隔框桶段3的铺贴模；采用人工铺贴或自动铺放工艺在桶段成型模2上铺贴内蒙皮-隔框桶段3铺层；其中，对于预浸料成型工艺，根据预浸料固化要求进行固化；对于液态成型工艺，采用相应的树脂充模固化工艺方法进行固化；
步骤3，将完成固化的各内蒙皮-隔框桶段3利用胶粘剂对相邻内蒙皮-隔框桶段3的隔框部分进行前后胶接形成整体机身内桶段；
步骤4，在整体机身内桶段胶接处放置R区填充5物填平，在外表面根据需要铺覆胶粘剂；以整体机身内桶段作为铺放模具，采用人工或自动铺放工艺在外表面铺放外蒙皮6铺层；
步骤5，以固化的整体机身内桶段作为成型模，按固化工艺方法对外蒙皮6铺层进行加温加压固化，得到一体化机身1结构。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以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同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种复合材料一体化机身结构，其特征在于，包括桶段成型模(2)、内蒙皮-隔框桶段(3)、胶粘剂(4)、R区填充物(5)、外蒙皮(6)，其中：
桶段成型模(2)为阳模，采用组合式框架结构钢模，用于进行内蒙皮-隔框桶段的成型；所述桶段为将机身结构根据形状与尺寸分段后所形成的结构；
内蒙皮-隔框桶段(3)采用预浸料或预制体在桶段成型模(2)上铺贴，最后进行固化成型；在铺贴时，直接在每一段内蒙皮的两端连续铺贴，形成隔框；每个内蒙皮-隔框桶段(3)单独固化成型，在固化成型后，将相邻的内蒙皮-隔框桶段(3)的隔框通过胶粘剂胶结；
将所有内蒙皮-隔框桶段(3)对接后，在其外部铺设外蒙皮(6)形成整体机身段预制件，最后固化形成一体化机身(1)结构；其中，对于外蒙皮(6)与相邻的内蒙皮-隔框桶段(3)的隔框之间所形成的R区，在铺设外蒙皮(6)之前，先在其中铺放R区填充物(5)。
2.根据权利要求1所述的复合材料一体化机身结构，其特征在于，所述R区填充物(5)有三种形式，对于外蒙皮(6)采用预浸料成型工艺时，可采用单向预浸料加捻形成，或采用热压、拉挤方法成型预制体；对于液态成型工艺，采用干纤维单向预制体。
3.根据权利要求1所述的复合材料一体化机身结构，其特征在于，所述外蒙皮(6)成型工艺为预浸料成型工艺或液态成型工艺，所述外蒙皮(6)为预浸料或干纤维预制体，与R区填充物(5)对应。
4.根据权利要求1所述的复合材料一体化机身结构，其特征在于，所述胶粘剂(4)为糊状胶粘剂或胶膜。
5.一种复合材料一体化机身结构的制造方法，其特征在于，将机身结构分为内蒙皮-隔框和外蒙皮两个部分，先成型内蒙皮-隔框，再以其作为外蒙皮的铺贴成型模并与外蒙皮整体胶接共固化，实现机身结构的一体化制造。
6.根据权利要求5所述的复合材料一体化机身结构的制造方法，其特征在于，所述方法具体包括：
步骤1，首先根据机身结构形状与尺寸将其分段，分为若干个桶段，每个桶段包括前后部分隔框、该桶段的机身内蒙皮；
步骤2，根据机身的桶段分段设计桶段成型模(2)，采用阳模形式，该桶段成型模(2)同时作为内蒙皮-隔框桶段(3)的铺贴模；采用人工铺贴或自动铺放工艺在桶段成型模(2)上铺贴内蒙皮-隔框桶段(3)铺层；
步骤3，将完成固化的各内蒙皮-隔框桶段(3)利用胶粘剂对相邻内蒙皮-隔框桶段(3)的隔框部分进行前后胶接形成整体机身内桶段；
步骤4，在整体机身内桶段胶接处放置R区填充(5)物填平，在外表面根据需要铺覆胶粘剂；以整体机身内桶段作为铺放模具，在外表面铺放外蒙皮(6)铺层；
步骤5，以固化的整体机身内桶段作为成型模，按固化工艺方法对外蒙皮(6)铺层进行加温加压固化，得到一体化机身(1)结构。
7.根据权利要求6所述的复合材料一体化机身结构的制造方法，其特征在于，在步骤2中，对于预浸料成型工艺，根据预浸料固化要求进行固化；对于液态成型工艺，采用相应的树脂充模固化工艺方法进行固化。
8.根据权利要求6所述的复合材料一体化机身结构的制造方法，其特征在于，在步骤4中，采用人工或自动铺放工艺在外表面铺放外蒙皮(6)铺层。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311265943.2A CN117341956A (zh) | 2023-09-27 | 2023-09-27 | 一种复合材料一体化机身结构及制造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311265943.2A CN117341956A (zh) | 2023-09-27 | 2023-09-27 | 一种复合材料一体化机身结构及制造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117341956A true CN117341956A (zh) | 2024-01-05 |
Family
ID=89360440
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311265943.2A Pending CN117341956A (zh) | 2023-09-27 | 2023-09-27 | 一种复合材料一体化机身结构及制造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117341956A (zh) |
-
2023
- 2023-09-27 CN CN202311265943.2A patent/CN117341956A/zh active Pending
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9669581B2 (en) | Method for manufacturing an aeronautical torsion box, torsion box and tool for manufacturing an aeronautical torsion box | |
| CN108407335B (zh) | 一种复合材料帽型加筋壁板整体成型方法 | |
| EP2723554A2 (en) | Tool for manufacturing a preform assembly | |
| CN101758923B (zh) | 一种复合材料盒形肋及其制作方法 | |
| CN107628232A (zh) | 一种复合材料无人机尾翼及其制造方法 | |
| CN111391362A (zh) | 无人机复合材料平尾硅橡胶热膨胀加压成型方法 | |
| CN110439630A (zh) | 一种变厚度复合材料静子叶片及其成型方法 | |
| CN111470068B (zh) | 一种用于飞行器上的格栅罩体结构及其制备方法 | |
| CN113829638B (zh) | 一种复合材料舱段一体化成型方法 | |
| CN112248484A (zh) | 一种新型的连续性碳纤维汽车零部件快速成型模具 | |
| CN106584881B (zh) | 一种镂空帽形米字加筋全碳纤维结构及其制备方法 | |
| CN108688195A (zh) | 一种碳纤维复合材料梯形骨架结构及其成型方法 | |
| CN109203516B (zh) | 一种风电叶片的制造方法 | |
| CN114103163A (zh) | 一种旋翼无人机异形碳纤维机臂的整体制造方法 | |
| CN114589936A (zh) | 一种复合材料雪车车身的制造方法 | |
| CN207089634U (zh) | 一种复合材料无人机尾翼 | |
| CN206999679U (zh) | 碳纤维双面板加筋结构件 | |
| CN112549581A (zh) | 一种复合材料筋条成型模具及成型方法 | |
| CN117341956A (zh) | 一种复合材料一体化机身结构及制造方法 | |
| CN112793185A (zh) | 一种用于t型加筋壁板复合材料的共固化成型方法 | |
| CN110696926A (zh) | 一种碳纤维复合材料的氢能汽车a柱结构及其制造方法 | |
| CN108749025B (zh) | 一种用于制造u形复合材料整体化加筋部件的方法 | |
| CN112405953B (zh) | 一种复合材料机身一体化成型装配模具及制造方法 | |
| CN114083812B (zh) | 一种复合材料多旋翼无人机一体成型模具及方法 | |
| CN210190664U (zh) | 复合材料盒管组合型封闭腔零件固化成型装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |