CN117656531A - 一种直升机复合材料桨叶成型装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于直升机复合材料桨叶制造技术中的桨叶模压成型技术领域，具体涉及一种直升机复合材料桨叶成型装置及方法。包括工装上模、工装下模、以及设置于中空翼梁内的桨叶蒙皮支撑装置；所述工装下模的其中一端端部内表面固定有桨叶中空翼梁根部定位销，用于成型过程中进行桨叶中空翼梁的桨根部定位；靠近所述工装下模的另一端端部开设有后配重盒体定位销，通过后配重盒体的定位，实现桨叶中空翼梁靠近桨尖一端的面定位；所述工装上模、工装下模通过合模螺栓锁紧。本发明采用的工艺方法，能够解决空心翼梁与桨叶蒙皮结合度不均匀，局部区域富树脂、蒙皮褶皱等问题，使成型产品充分的发挥出性能优势。
Description
技术领域
本发明属于直升机复合材料桨叶制造技术中的桨叶模压成型技术领域，具体涉及一种直升机复合材料桨叶成型装置及方法。
背景技术
旋翼系统是直升机的关键组成部件，旋翼系统中的主桨叶在绕着旋翼轴的旋转过程，为直升机提供了足够且稳定的升力。旋翼系统内一般有2至7片主桨叶，每片主桨叶均需要有相同且精确的几何外形及重心位置，以保证桨叶旋转时形成的锥形面稳定，尽可能的降低系统振动问题。
为保证气动外形精度，直升机复合材料桨叶一般由较精确的模压工装制造而成。工艺上，复合材料桨叶一般采用全复合材料共固化而成，将玻璃预浸料翼梁、泡沫芯、碳纤维织物预浸料铺贴在成型工装下模的型腔内，进行定位整理，然后由工装上模将桨叶整体压实，采用热压设备加热、加压固化。共固化桨叶零组件较少，工序数量相对较少，可一次性完成桨叶的模压成型。成型时，桨叶翼梁无需预先固化，但在铺层时，翼梁需要手工在下模内完成复杂的外形塑造、定位工作，人工干预较明显，需要一定的熟练程度，产品质量稳定性相对偏低，如桨叶在出模时的重量一致性难以保证，重心易偏移，每次静矩值调整量较大；固化过程中，桨叶内部未固化翼梁会受到合模挤压力的相互作用而变形，出现内部复合材料纤维变形褶皱、局部富树脂等质量问题，部分问题可以通过无损手段如X射线、超声扫描等检测发现，但部分潜在的风险不易通过无损手段发现。
桨叶的另一种制造方法可采用共胶接成型工艺。例如，将桨叶中空翼梁等主要承力复合材料件预先固化成型，对零件进行预先检测，保证在桨叶成型前零件便有较高的质量一致性，或通过选配方式，将质量合适的零件进行组装。桨叶成型时，在成型模内通过将已固化零件按规定位置固定摆放，零件间铺贴有胶膜等胶黏剂连接材料，通过胶黏剂的固化粘接，将所有零件连接在一起，完成桨叶胶接固化工作。此类工艺易保证桨叶的质量一致性，翼梁不需要复杂的外形，重心比较统一。但同样需要控制较多的变量，如，复合材料翼梁一般采用空心结构，制造难度大，外形要求精准；已固化零件、部分未固化零件、成型工装之间的热变形系数不同，容易产生界面残余应力，需要详细计算零件、工装材质的热变形程度以使相互匹配来保证最小的内应力。典型的空心翼梁桨叶如图1。
蒙皮褶皱、弱胶接问题：桨叶复合材料结构中空翼梁与金属结构相比，纤维取向、厚度可以通过大程度的优化制定，达到满足特定方向力学性能要求的目的。复合材料中空翼梁重量轻、强度高，有着明显的结构优势，是现代直升机桨叶中较先进的设计结构。但制造难度相对较大，受成型模具材料、树脂固化收缩、加压变形等影响，外形易出现0.2-0.5mm的偏差，且偏差程度受几何尺寸的影响不尽相同。如图2，几何尺寸偏差可能是局部的也可能是整体的，当出现外形偏差时，桨叶蒙皮内表面会与翼梁外表面出现间隙不均、压力不均问题。随着固化温度的不断升高，胶接面内的胶黏剂会受压力的影响向间隙较大、压力小的位置流动，同时蒙皮可能会出现不同程度的褶皱、弱胶接问题，需要调整工艺方法解决这一问题。
内应力较大问题：中空翼梁桨叶一般在桨尖大梁内部、后腔泡沫预先安装用于调整静矩的配重腔盒体，盒体同样起到桨叶固化过程中对翼梁、泡沫等零件的定位作用，当翼梁预先固化后，其几何形状、由其长度基本不发生变化。固化后的碳纤维复合材料通常的热膨胀系数为2.2e-6/K,桨叶成型模一般采用的钢材的热膨胀系数为1.2e-5/K。两者的差异会带来一个问题，翼梁的长度不能随模具受热膨胀而伸长等量的长度，这种情况下，桨叶大梁的定位盒体将失效，蒙皮与大梁间存在较大的应力，需要通过完善工艺方法、调整几何结构来解决这一问题。
发明内容
本发明的目的：本发明提出本发明是一种直升机复合材料桨叶成型装置及方法，着重解决桨叶固化过程中的蒙皮褶皱、弱胶接、内应力较大及定位问题，形成一种较完整的直升机复合材料中空翼梁桨叶成型方法。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，根据本发明的第一方面，提出一种直升机复合材料桨叶成型装置，直升机复合材料桨叶包括桨叶中空翼梁、后腔填充材料、前缘填充材料、后配重盒体、前配重盒体、上翼面蒙皮、下翼面蒙皮；上翼面蒙皮、下翼面蒙皮之间设置有桨叶中空翼梁，前缘填充材料设置于桨叶中空翼梁外侧前端、后腔填充材料设置于桨叶中空翼梁外侧后端、后配重盒体设置于后腔填充材料内，其侧面贴合于桨叶中空翼梁外表面；前配重盒体设置于桨叶中空翼梁内；所述成型装置包括工装上模、工装下模、以及设置于中空翼梁内的桨叶蒙皮支撑装置；所述工装下模的其中一端端部内表面固定有桨叶中空翼梁根部定位销，用于成型过程中进行桨叶中空翼梁的桨根部定位；靠近所述工装下模的另一端端部开设有后配重盒体定位销，通过后配重盒体的定位，实现桨叶中空翼梁靠近桨尖一端的面定位；所述工装上模、工装下模通过合模螺栓锁紧。
在一个可能的实施例中，所述桨叶蒙皮支撑装置采用扁平状硅胶气囊。
在一个可能的实施例中，所述所述工装上模、工装下模采用INVAR钢材料。
根据本发明的第二方面，提出一种直升机复合材料桨叶成型方法，包括如下步骤：
步骤1：将桨叶蒙皮支撑装置置于桨叶中空翼梁内；
步骤2：对桨叶中空翼梁的外表面进行提高粗糙度的表面预处理；
步骤3：按顺序，在工装下模内表面依次铺放下翼面蒙皮，桨叶中空翼梁、前缘填充材料、后配重盒体、后腔填充材料；通过桨叶中空翼梁根部定位销定位桨叶中空翼梁的桨叶根部，通过后配重盒体定位销定位后配重盒体；
步骤5：对工装下模进行真空预处理；
步骤6：将上翼面蒙皮铺贴在工装上模内，将工装上模翻转，定位在工装下模上方，通过合模螺栓锁紧；
步骤7：向桨叶蒙皮支撑装置中充入气体，使其保持支撑状态；
步骤8：将工装整体转运至固化设备，根据桨叶成型控温要求进行桨叶整体控温固化；
步骤9：进行桨叶蒙皮支撑装置卸压，取出桨叶蒙皮支撑装置，并取出成型桨叶；
步骤10：在成型桨叶上的后配重盒体前方开设前配重盒体安装孔，通过胶接夹具将前配重盒体定位在前配重盒体安装孔内，通过局部加热固化粘接。
在一个可能的实施例中，在所述步骤2中，表面预处理的过程包括清除桨叶中空翼梁可剥离的布层或用砂纸打磨表面。
在一个可能的实施例中，在所述步骤7中，保持桨叶蒙皮支撑装置气压为0.4MPa-0.5MPa。
在一个可能的实施例中，在所述步骤6中，合模间隙≤0.1mm。
在一个可能的实施例中，在所述步骤8中，分别在工装工装上摸、工装下模的高温区及低温区布置热电偶，有效控制成型模温度。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
1)本发明为空心翼梁桨叶成型工艺方法，着重剖析了类似结构桨叶成型的技术要点，与共固化桨叶成型技术相比，是一种全新的桨叶成型方案；
2)本发明采用的工艺方法，能够解决空心翼梁与桨叶蒙皮结合度不均匀，局部区域富树脂、蒙皮褶皱等问题，使成型产品充分的发挥出性能优势；
3)本发明采用的翼梁定位方法，能够有效解决翼梁、蒙皮与成型工装间内部应力较大问题，避免桨叶出模后的应力变形、易脱粘等问题。
附图说明
图1为一种中空桨叶中空翼梁桨叶示意图；
其中：1主桨叶
1-1桨叶蒙皮
1-3桨叶中空翼梁
1-6桨叶根部
1-7桨叶尖部
1-8前配重腔盒体
1-9后配重腔盒体
1-3-1桨叶中空翼梁/桨叶根部衬套；
图2为桨叶及工装某剖面示意图；
其中：1-2桨叶下翼面蒙皮
1-4桨叶前缘填充
1-5桨叶泡沫填充
2桨叶成型工装
2-1桨叶成型工装上模
2-2桨叶成型工装下模
图3为桨叶桨叶中空翼梁与工装根部定位示意图；
其中：2-2-1桨叶中空翼梁根部定位销
1-3-1桨叶与桨毂装配衬套安装孔
1-3-2桨叶工艺余量切断线
1-3-3桨叶中空翼梁定位销孔(工艺孔)
1-3-4桨叶工艺余量区；
图4为桨叶中空翼梁及桨叶蒙皮支撑装置示意图
其中：1-3-5桨叶中空翼梁尖部密封装置
2-3硅胶气囊；
图5为桨叶中空翼梁及配重盒定位示意图；
其中：1-10桨叶泡沫区加强肋；
图6为桨叶固化参数图；
其中：T1为室温
T2树脂流动恒温温度
T3树脂固化恒温温度
T4出模温度
t1进入树脂流动恒温温度的时间
t2结束树脂流动恒温温度的时间
t3进入固化恒温温度的时间
t4结束固化恒温温度的时间
t4出模时间
P桨叶中空翼梁及桨叶蒙皮支撑压力介入曲线
图7为翼尖前配重装配结构示意图；
其中：1-3-6桨叶中空翼梁表面的前配重盒体装配孔1-3-7前配重盒体与桨叶中空翼梁、蒙皮胶接面。
具体实施方式
为了进一步了解本发明，下面结合实施例对本发明的优选实施方案进行描述，但是应当理解，这些描述只是为进一步说明本发明的特征和优点而不是对本发明专利要求的限制。
桨叶中空翼梁一般采用高温复合材料固化而成，为保证结构稳定，能承受住桨叶成型时对它的二次加热，桨叶中空翼梁固化温度一般在180℃以上。
实施例一
一种直升机复合材料桨叶成型装置，直升机复合材料桨叶包括桨叶中空翼梁、后腔填充材料、前缘填充材料、后配重盒体、前配重盒体、上翼面蒙皮、下翼面蒙皮；上翼面蒙皮、下翼面蒙皮之间设置有桨叶中空翼梁，前缘填充材料设置于桨叶中空翼梁外侧前端、后腔填充材料设置于桨叶中空翼梁外侧后端、后配重盒体设置于后腔填充材料内，其侧面贴合于桨叶中空翼梁外表面；前配重盒体设置于桨叶中空翼梁内；所述成型装置包括工装上模、工装下模、以及设置于中空翼梁内的桨叶蒙皮支撑装置；所述工装下模的其中一端端部内表面固定有桨叶中空翼梁根部定位销，用于成型过程中进行桨叶中空翼梁的桨根部定位；靠近所述工装下模的另一端端部开设有后配重盒体定位销，通过后配重盒体的定位，实现桨叶中空翼梁靠近桨尖一端的面定位；所述工装上模、工装下模通过合模螺栓锁紧。
如图3所示，桨叶中空翼梁在桨叶成型前需要进行前处理工序，对桨叶中空翼梁根部制较精确的定位孔，方便对桨叶中空翼梁进行静矩值检测、扭角检测、外形检测等工序；同时便于桨叶成型时对桨叶中空翼梁根部进行精确定位。定位孔可以是独立于桨叶中空翼梁工艺余量区的工艺孔，也可以利用桨叶中空翼梁与桨毂连接的衬套孔，但不能是最终状态孔，以避免损伤。
桨叶中空翼梁在使用前需要对与桨叶蒙皮的胶接区域进行粗糙处理，可以通过打磨方式，但为避免伤到纤维层，桨叶中空翼梁在成型时，表面铺放有可剥离的布层，布层表面的纹理，可以有效增加胶接面的表面及粗糙度。胶接前将可剥离布去除。
参考图4，为使桨叶中空翼梁与桨叶蒙皮充分贴合，在桨叶中空翼梁使用时，需要对内表面施加一个向外的支撑力，该支撑力的作用之一为使已固化的桨叶中空翼梁产生微变形，充分与桨叶蒙皮接触；作用之二为当桨叶成型工装加压时，为桨叶中空翼梁提供足够的反向支撑力，保证蒙皮被挤压过程中不使桨叶中空翼梁二次变形。支撑力可以由机械结构的工装提供，但梁内形状的扭转变化不利于机械工装的加压，减弱了支撑作用；支撑力也可以由真空袋、尼龙风管等加压气袋提供；本发明采用了一种特殊的硅胶气囊结构，能够较容易的串入中空梁内，且加压时不易被已固化的复合材料梁刺破。依据桨叶中空翼梁壁厚及工装强度实际情况调整充气压力，本发明给出的气压为0.4MPa-0.5MPa。
参考图5，桨叶成型工装主要由上、下两部分组成，分别为工装上模(未视出)、工装下模，通过螺栓、螺母连接。铺层时，螺栓、螺母放松开启，将上模移除。主要材料的铺贴定位工作在下模进行。
在下模表面铺放桨叶蒙皮、前缘大梁，将桨叶中空翼梁通过根部工艺孔定位在下模腔内，根部双工艺衬套孔分别对桨叶中空翼梁的角向和展向(长度方向)进行定位，同时也确定了桨叶中空翼梁根部的弦向位置，翼尖区域的桨叶中空翼梁无强制定位，通过辅助的定位工装(定位工装未视出)进行找正摆放，对弦向进行初步定位。这种定位方式的优势在于尽可能的避免在成型加温过程因温度变化造成的梁与蒙皮及工装的伸长量不一致，避免桨叶中空翼梁因模压受损，并降低蒙皮内应力。该工序还可以通过调整工装材料，如将工装主体调整为INVAR钢材料，这种调整无疑增加了制造成本。
桨叶中空翼梁定位后，铺放后腔填充材料及后缘加强层，填充材料一般采用较低密度的PMI泡沫或芳纶蜂窝材料，两种材料有着不同需求方向的优缺点。泡沫材料易于加工出较复杂的几何外形，但剪切、剥离强度较低，抗冲击性能较差；蜂窝材料抗冲击性能、剪切强度、剥离强度均优于泡沫材料，但边缘效应较明显，不容易加工出较复杂的几何外形。需实际需求部位的实际条件进行选用。后缘加强层铺放在桨叶后缘区域，提高桨叶扭转刚度。
桨叶尖部采用预置有配重腔盒形件，配重腔盒形件分为前配重盒及后配重盒，用于安装对桨叶的静矩值及动平衡参数进行调整的配重片。通常情况下，前配重盒位于空心桨叶中空翼梁之中，后配重盒位于桨叶中空翼梁外的芯模内。但配重腔一旦预置在桨叶内，前配重盒及后配重盒会因为桨叶中空翼梁与工装的热变形系数不易至而发生的展向位移不一致，将无法保证弦向对正关系。此情况下，参考图5中桨叶中空翼梁的定位要求，桨叶中空翼梁内的配重盒需要调整至后续装配中安装。同时，后配重的安装有利于桨叶中空翼梁在模压成型时的定位，保证桨叶中空翼梁在弦向不会转动。
参考图6，桨叶在合模后，需要执行固化工序，固化参数参考选用原材料的固化参数，如果各材料标准中给出的固化参数略有差异或当产品尺寸较大时，需要综合考虑固化参数的设置范围及升温速率，保证温度的均匀程度；考虑的影响因素还可能包括动态力学分析(DMA)、热重分析(TGA)和差示扫描量热法(DSC)领域的分析和控制。使产品固化后的性能均能满足使用要求。各连接界面，由其是桨叶蒙皮与桨叶中空翼梁之间的连接界面，应同时考虑与成型状态相同的具备力学性能考核要求的随炉试片，客观验证桨叶内部的胶接质量稳定性。
桨叶固化成型后，需经过清理、切割，去除工艺余量。记录出模重量并与入模重量进行对比，作为重量调整客观依据之一。
参考图7，在桨叶尖部，桨叶中空翼梁表面与后配重盒相同的剖面位置，制作前配重盒位置装配孔。并将预制好的前配重盒形体通过胶接方式固定在前配重盒位置装配孔内。采用胶接装配的同时，可以增加螺钉来辅助提高配重盒的装配强度。以上操作就能够保证前、后配重位置统一，不受热变形影响，同时方便静矩值及动平衡配重的调整。
实施例二：
1)清理固化后的桨叶中空翼梁1-3，切除工艺余量，制工艺孔1-3-3。
2)参考图4，采用高温胶膜，将桨叶中空翼梁尖部密封装置1-3-5粘贴在桨叶中空翼梁尖部，采用真空袋法或工装定位法加压定位，高温170℃胶接固化。
3)清除桨叶中空翼梁1-3可剥离的布层/砂纸打磨表面，将桨叶蒙皮支撑装置2-3置于桨叶中空翼梁内，桨叶中空翼梁表面采用热风枪预热，铺贴胶膜待用。
4)参考图5，将桨叶成型工装2开启，下模2-2用于主要材料铺层定位，上模2-1铺设上翼面蒙皮。
5)按顺序，在下模2-2表面依次铺放下翼面蒙皮，前缘填充1-4、桨叶中空翼梁1-3、后配重盒体1-9、后腔填充泡沫1-5等零件，并进行真空预处理。
6)桨叶中空翼梁1-3在桨根1-6处通过工艺孔1-3-3定位在工装定位销2-2-1内，桨叶中空翼梁尖部通过后配重盒体1-9的侧立面定位。根部双工艺衬套孔分别对桨叶中空翼梁的角向和展向(长度方向)进行定位，同时也确定了桨叶中空翼梁根部的弦向位置。
7)将工装上模蒙皮取下，铺设在已定位好的桨叶零件的上表面。
8)将工装上模翻转，定位在工装下模上方，通过合模螺栓锁紧，合模间隙需要≤0.1mm。
9)将工装整体转运至固化设备之中，连接控温热电偶，通常情况下需要至少在工装的高温区及低温区分别布置热电偶，有效控制成型模温度。
10)检查桨叶中空翼梁及桨叶蒙皮支撑装置(硅胶气囊)2-3气密性。
11)根据原材料的特点执行固化工序，可参考：第一阶段的恒温温度T1设置为80℃，2h；第二阶段的恒温温度T3设置为130℃，3h。在升温前，硅胶气囊2-3压强P设置为0.5MPa。执行完第二个恒温平台T3后开始降温，为降低固化后工装与桨叶间的应力水平，通常在60℃-80℃之间为工装卸压。
12)开启模具取出桨叶。
13)桨叶成型后，通过根部工艺孔1-3-3及后配重腔盒体1-9对桨叶精确定位检测，同时制桨叶与桨毂装配衬套安装孔1-3-1，及前配重盒体1-8的安装孔1-3-6。
14)通过胶接夹具将前配重盒体1-8定位在安装孔1-3-6内，进行局部加热固化粘接。
桨叶通过检测后，按照桨叶工艺余量切断线1-3-2为桨叶切断，形成最终的模压桨叶产品制造。
Claims (8)
1.一种直升机复合材料桨叶成型装置，其特征在于，包括工装上模、工装下模、以及设置于中空翼梁内的桨叶蒙皮支撑装置；所述工装下模的其中一端端部内表面固定有桨叶中空翼梁根部定位销，用于成型过程中进行桨叶中空翼梁的桨根部定位；靠近所述工装下模的另一端端部开设有后配重盒体定位销，通过后配重盒体的定位，实现桨叶中空翼梁靠近桨尖一端的面定位；所述工装上模、工装下模通过合模螺栓锁紧。
2.根据权利要求1所述的一种直升机复合材料桨叶成型装置，其特征在于，所述桨叶蒙皮支撑装置采用扁平状硅胶气囊。
3.根据权利要求1所述的一种直升机复合材料桨叶成型装置，其特征在于，所述所述工装上模、工装下模采用INVAR钢材料。
4.一种直升机复合材料桨叶成型方法，采用权利要求1-3任一项所述的一种直升机复合材料桨叶成型装置，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：将桨叶蒙皮支撑装置置于桨叶中空翼梁内；
步骤2：对桨叶中空翼梁的外表面进行提高粗糙度的表面预处理；
步骤3：按顺序，在工装下模内表面依次铺放下翼面蒙皮，桨叶中空翼梁、前缘填充材料、后配重盒体、后腔填充材料；通过桨叶中空翼梁根部定位销定位桨叶中空翼梁的桨叶根部，通过后配重盒体定位销定位后配重盒体；
步骤5：对工装下模进行真空预处理；
步骤6：将上翼面蒙皮铺贴在工装上模内，将工装上模翻转，定位在工装下模上方，通过合模螺栓锁紧；
步骤7：向桨叶蒙皮支撑装置中充入气体，使其保持支撑状态；
步骤8：将工装整体转运至固化设备，根据桨叶成型控温要求进行桨叶整体控温固化；
步骤9：进行桨叶蒙皮支撑装置卸压，取出桨叶蒙皮支撑装置，并取出成型桨叶；
步骤10：在成型桨叶上的后配重盒体前方开设前配重盒体安装孔，通过胶接夹具将前配重盒体定位在前配重盒体安装孔内，通过局部加热固化粘接。
5.根据权利要求4所述的一种直升机复合材料桨叶成型方法，其特征在于，在所述步骤2中，表面预处理的过程包括清除桨叶中空翼梁可剥离的布层或用砂纸打磨表面。
6.根据权利要求4所述的一种直升机复合材料桨叶成型方法，其特征在于，在所述步骤7中，保持桨叶蒙皮支撑装置气压为0.4MPa-0.5MPa。
7.根据权利要求4所述的一种直升机复合材料桨叶成型方法，其特征在于，在所述步骤6中，合模间隙≤0.1mm。
8.根据权利要求4所述的一种直升机复合材料桨叶成型方法，其特征在于，在所述步骤8中，分别在工装工装上摸、工装下模的高温区及低温区布置热电偶，有效控制成型模温度。
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