CN117681465B - 一种航空加强长桁及其一体式成型方法 - Google Patents
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Abstract
本申请一般涉及航空结构制造技术领域，具体涉及一种航空加强长桁及其一体式成型方法，加强长桁包括桁部以及设置在桁部内表面的至少一条加强筋，桁部呈环状并沿轴线方向延伸，加强筋的延伸方向与桁部的轴线方向具有夹角，方法包括：预成型加强胚体，加强胚体的高度大于加强筋的高度；提供阳模，将加强胚体固定于凹槽内；在成型区和加强胚体的第一表面上随形铺设多层第一预浸料；提供阴模，将阴模与阳模合模形成型腔，阳模为热膨胀材料；通过真空热压成型方式成型加强长桁，阳模具有膨胀尺寸；待冷却后阳模恢复至初始尺寸并将成型后的加强长桁自阳模上脱模，其中，阳模的膨胀尺寸与初始尺寸的差值大于等于加强胚体的厚度。
Description
技术领域
本申请一般涉及航空结构制造技术领域，具体涉及一种航空加强长桁及其一体式成型方法。
背景技术
复合材料长桁应用于机身主承力结构，长桁通常与横桁（翼肋）和前缘后缘等其他结构元素相连接，共同构成机翼的骨架。长桁的作用是承受机翼所受到的载荷，如气动载荷和惯性载荷，并将这些载荷传递到机翼的其他部件上。
目前，长桁的成型工艺一般采用共固化工艺，共固化工艺只需一次的热压罐成本，具有一定的制造成本优势。考虑到需要保证外形结构，为了提高长桁的机械性能时，考虑的是设置加强筋等方式，目前针对长桁的结构，若将加强筋设置在中空长桁的内部，也只能采用沿轴线方向延伸，以方便脱模，但这种加强筋结构无法提高长桁的抗扭动、抗转动等性能。
发明内容
鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种航空加强长桁及其一体式成型方法，可以提高长桁的机械性能、简化加强长桁的成型方式。
第一方面，本申请提供了一种航空加强长桁的一体式成型方法，所述加强长桁包括桁部以及设置在所述桁部内表面的至少一条加强筋，所述桁部呈环状并沿轴线方向延伸，所述加强筋的延伸方向与所述桁部的轴线方向具有夹角，所述方法包括：
预成型加强胚体，所述加强胚体用于成型所述加强筋，所述加强胚体的截面形状与所述加强筋的截面形状相适配；
提供阳模，所述阳模包括用于成型所述加强长桁内表面的成型区，所述成型区上设置有凹槽，所述凹槽的形状与所述加强胚体的形状相适配，所述凹槽的高度与所述加强胚体的高度相同；
将所述加强胚体固定于所述凹槽内，所述加强胚体在远离所述阳模的轴线一侧的第一表面与所述成型区的形状相适配；
在所述成型区和所述加强胚体的第一表面上随形铺设多层第一预浸料；
提供阴模，所述阴模用于形成所述加强长桁的外表面，将所述阴模与所述阳模合模形成型腔，所述阳模为热膨胀材料，所述阳模具有初始尺寸，所述阳模在初始尺寸下与所述阴模形成初始型腔，所述初始型腔的空间尺寸大于所述桁部的厚度；
通过真空热压成型方式成型所述加强长桁，所述阳模具有膨胀尺寸，所述阳模在膨胀尺寸下与所述阴模形成定型型腔，所述定型型腔的空间尺寸等于所述桁部的厚度；
待冷却后所述阳模恢复至初始尺寸并将成型后的所述加强长桁自所述阳模上脱模，其中，所述阳模的膨胀尺寸与初始尺寸的差值大于等于所述加强胚体的厚度。
可选地，预成型加强胚体的方法包括：
提供第一模具，在所述第一模具上层叠设置多层第二预浸料，通过层压形成所述加强胚体，并从所述第一模具上脱模；
其中，所述多层第二预浸料沿远离所述内表面方向层叠设置，所述加强胚体包括设置在相邻两所述第二预浸料之间的至少一层未硫化橡胶层，所述加强胚体还包括设置在所述多层第二预浸料靠近所述内表面一侧的至少一层未硫化橡胶层；所述未硫化橡胶层用于在真空热压成型过程中进行硫化。
可选地，所述加强筋在远离所述桁部轴线一侧表面与所述桁部的内表面形状相适配，在沿靠近所述内表面方向上所述加强筋的宽度逐渐递增；
所述凹槽在垂直于所述轴线方向上的截面形状为梯形，所述梯形在靠近所述内表面一侧的第一边长大于远离所述内表面一侧的第二边长。
可选地，所述凹槽内插接设置有调节块，所述调节块在沿垂直于所述阳模的轴线方向上为梯形，所述凹槽在沿垂直于所述阳模的轴线方向上的截面高度大于所述调节块在沿垂直于所述阳模的轴线方向上的截面高度；
所述调节块包括远离所述阳模轴线一侧的定位面，所述加强胚体固定在所述定位面上。
可选地，所述调节块为非热膨胀材料；
在所述阳模为初始尺寸时，所述定位面与所述成型区之间的距离等于所述加强胚体的厚度，在所述阳模为膨胀尺寸时，所述定位面与所述成型区之间的距离等于所述加强筋的厚度。
可选地，所述桁部包括沿轴线方向相对设置的第一端和第二端；
所述加强筋自所述第一端延伸至所述第二端，且所述加强筋由同一所述加强胚体形成，所述加强筋的延伸方向呈直线形、S形、螺旋形中的一种；
所述调节块自所述第一端延伸至所述第二端，所述调节块的延伸方向与所述加强筋的延伸方向相同。
可选地，所述调节块包括沿延伸方向设置的多条调节段，相邻两所述调节段之间抵紧接触；
相邻两所述调节段包括第一调节段和第二调节段，所述第一调节段包括第一伸出部，所述第二调节段包括与所述第一伸出部搭接的第二伸出部，所述第一伸出部上设置有限位轴，所述第二伸出部上设置有与所述限位轴插接的限位孔。
可选地，所述方法还包括：
在将所述加强胚体固定于所述凹槽内之前，在所述阳模上铺设脱模层，所述加强胚体和所述第一预浸料铺设在所述脱模层的表面；其中，所述脱模层包括层叠设置的两层无孔隔离膜以及设置在相邻两所述无孔隔离膜之间的一层硅胶层，所述脱模层覆盖所述凹槽的表面以及所述成型区。
可选地，所述真空热压成型工艺的工艺参数为：采用分段升温保压的方式，升温速率小于等于1.5℃/min，成型温度为175℃~210℃、时间350min~420min、压力0.665MPa~0.735MPa、在全过程保持全真空。
第二方面，本申请提供了一种航空加强长桁，采用如以上任一所述的航空加强长桁的一体式成型方法制备形成。
本申请的实施例提供的技术方案可以包括以下有益效果：
本申请实施例提供的航空加强长桁的一体式成型方法，通过独立层压形成加强胚体，并将第一预浸料铺设在加强胚体上；通过设置热膨胀材料的阳模，可以在膨胀时成型长珩的厚度，在冷却后可以进行脱模，实现一体式成型，提高成型质量，并提高长珩的机械性能。
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本申请的实施例提供的一种航空加强长桁的结构示意图；
图2为本申请的实施例提供的一种航空加强长桁去除部分结构后的示意图；
图3为本申请的实施例提供的一种航空加强长桁的成型模具的示意图；
图4为本申请的实施例提供的一种航空加强长桁的成型原理的示意图；
图5为本申请的实施例提供的一种加强胚体的结构示意图；
图6为本申请的实施例提供的另一种航空加强长桁的成型原理的示意图；
图7为本申请的实施例提供的一种调节块的部分结构示意图；
图8为本申请的实施例提供的一种调节段的连接示意图；
图9为本申请的实施例提供的又一种树脂基复合材料航空挂架梁的成型原理的示意图。
图中：
100、加强长桁；200、阳模；300、阴模；
101、桁部；102、加强筋；110、加强胚体；111、第一表面；112、第二表面；120、第一预浸料；113、第二预浸料；114、未硫化橡胶层；
210、凹槽；220、调节块；230、定位面；240、第一调节段；250、第二调节段；260、第一伸出部；270、第二伸出部；280、限位轴；290、限位孔；
320、定型框；311、第一定型板；312、第二定型板；313、第三定型板；314、第四定型板；315、第五定型板；316、第六定型板；317、盖板；318、凸台。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
请详见图1-3，本申请提供了一种航空加强长桁100的一体式成型方法，所述加强长桁100包括桁部101以及设置在所述桁部101内表面的至少一条加强筋102，所述桁部101呈环状并沿轴线方向延伸，所述加强筋102的延伸方向与所述桁部101的轴线方向具有夹角，所述方法包括：
预成型加强胚体110，所述加强胚体110用于成型所述加强筋102，所述加强胚体110的截面形状与所述加强筋102的截面形状相适配；
提供阳模200，所述阳模200包括用于成型所述加强长桁100内表面的成型区，所述成型区上设置有凹槽210，所述凹槽210的形状与所述加强胚体110的形状相适配，所述凹槽210的高度与所述加强胚体110的高度相同；
将所述加强胚体110固定于所述凹槽210内，所述加强胚体110在远离所述阳模200的轴线一侧的第一表面111与所述成型区的形状相适配；
在所述成型区和所述加强胚体110的第一表面111上随形铺设多层第一预浸料120；
提供阴模300，所述阴模300用于形成所述加强长桁100的外表面，将所述阴模300与所述阳模200合模形成型腔，所述阳模200为热膨胀材料，所述阳模200具有初始尺寸，所述阳模200在初始尺寸下与所述阴模300形成初始型腔，所述初始型腔的空间尺寸大于所述桁部101的厚度；
通过真空热压成型方式成型所述加强长桁100，所述阳模200具有膨胀尺寸，所述阳模200在膨胀尺寸下与所述阴模300形成定型型腔，所述定型型腔的空间尺寸等于所述桁部101的厚度；
待冷却后所述阳模200恢复至初始尺寸并将成型后的所述加强长桁100自所述阳模200上脱模，其中，所述阳模200的膨胀尺寸与初始尺寸的差值大于等于所述加强胚体110的厚度。
在本申请的各个实施例中，定义所述长桁的轴线沿第一方向延伸，所述长珩关于所述轴线对称设置，且沿所述第一方向具有一定的长度。所述长桁包括多个桁部101，所述多个桁部101围绕形成中空结构，所述桁部101包括相对设置的外表面和内表面。本申请实施例中并不限制所述加强长桁100的截面形状，本申请实施例中所述加强长桁100在沿垂直于所述轴线方向上的截面形状可以为圆形、方形或者其他多边形，在不同实施例中根据需要进行设置，本申请实施例中以所述加强长桁100的截面形状为梯形为例进行示例性描述。
所述桁部101包括沿轴线方向相对设置的第一端和第二端；所述加强筋102自所述第一端延伸至所述第二端，且所述加强筋102由同一所述加强胚体110形成，所述加强筋102的延伸方向呈直线形、S形、螺旋形中的一种；本申请实施例中以S形延伸方向为例进行说明。
需要说明的是，本申请实施例中并不限制所述加强筋102的设置位置、数量等。所述加强筋102在同一桁部101上可以布置一个或多个，在不同实施例中根据需要进行设置。在本申请实施例中并不限制所述加强筋102在沿平行于所述轴线方向上的截面形状，所述加强筋102的截面形状可以为圆形、方形、梯形等，在不同实施例中根据需要进行设置。本申请实施例中所述加强筋102的截面形状优选设置为梯形。
在本申请实施例中，若所述阳模200为非热膨胀材料，则形成的加强筋102的尺寸与所述凹槽210的尺寸一致，即，所述加强筋102的内表面到所述轴线的最小距离小于所述成型区到所述轴线的最大距离，由于尺寸的限制，形成的航空加强长桁100无法从阳模200上进行脱模。
本申请实施例中，采用的所述阳模200为热膨胀材料，所述阳模200具有初始尺寸和膨胀尺寸，所述阳模200的膨胀尺寸与初始尺寸的差值大于等于所述加强胚体110的厚度。所述加强筋102的内表面到所述轴线的最小距离大于等于所述阳模200在非膨胀状态时所述成型区到所述轴线的最大距离，可以使得待冷却后所述阳模200恢复至初始尺寸并将成型后的所述航空加强长桁100自所述阳模200上脱模。
本申请实施例中，采用热膨胀材料的阳模200在真空热压成型过程中受热膨胀，并带动阳模200上的预浸料进行挤压并向靠近远离轴线方向膨胀，预浸料的热膨胀系数远大于金属材料的阳模200的膨胀系数，预浸料在真空热压成型过程中同时向远离轴向方向膨胀；通过采用热膨胀材料的阳模200可以提高对预浸料的热压效果，阳模200的整体结构采用热膨胀材料，可以保证阳模200的整体受热均匀性，提高热压效果，进而提高航空加强长桁100的成型质量。
如图4所示，其中图4（I）中所示为阳模200在初始尺寸时的状态，图4中（II）所示为阳模200在脱模时的状态。
需要说明的是，在本实施例中，所述凹槽210在沿第二方向上的最小宽度大于所述凹槽210沿第三方向上的深度，通过增大凹槽210的宽度，可以减少阳模200在沿第二方向上的膨胀，提高加强筋102沿第二方向上的宽度。所述第二方向与所述桁部101内表面平行并与所述第一方向垂直，所述第一方向、第二方向、第三方向两两垂直。
本申请实施例中，所述热膨胀材料可以为铁、铝、铜、铝、镍、钴中的一种或多种，热膨胀材料可以采用现有技术中的多种不同合金。本申请实施例中，所述非热膨胀材料可以为不锈钢材料，或者铁、钛、钢、铬、钛中的一种或多种，非热膨胀材料可以采用现有技术中的多种不同合金。本申请对此并不限制，在不同实施例中根据需要进行设置。
本申请实施例中，在设计阳模200的尺寸时，一般是根据加强长桁100零件的数模来设计模具模面，再依照计算对模具整体施加一定的缩放比例得到最终的模具模型。
步骤 1) 在有限元仿真软件中进行真空热压成型仿真，计算得到真空热压成型零件。
步骤 2) 采用零件材料的热膨胀性能，对步骤 1) 得到的热压成型零件单独进行热膨胀仿真。
步骤 3) 将步骤 2) 得到的热膨胀后的零件的外轮廓导出，依据该导出结果，在三维建模软件中设计阳模200的模面以及对应的模具三维整体模型。
步骤 4) 采用模具材料的热膨胀性能，对步骤 3) 设计得到的高温下的阳模200在有限元仿真软件中进行降温收缩仿真，得到最终模具。该模具设计方法大大提高了热压成型零件的成形精度。
可选地，所述加强筋102在远离所述轴线一侧表面与所述桁部101的内表面形状相适配，在沿靠近所述内表面方向上所述加强筋102的宽度逐渐递增。
本申请实施例中，预成型加强胚体110的方法包括：
提供第一模具，在所述第一模具上层叠设置多层第二预浸料113，通过层压形成所述加强胚体110，并从所述第一模具上脱模。
在铺设时，所述多层第二预浸料113沿远离所述内表面方向层叠设置，如图5所示，所述加强胚体110包括设置在相邻两所述第二预浸料113之间的至少一层未硫化橡胶层114，所述加强胚体110还包括设置在所述多层第二预浸料113靠近所述内表面一侧的至少一层未硫化橡胶层114；所述未硫化橡胶层114用于在真空热压成型过程中进行硫化。
需要说明的是，本申请实施例中，所述预浸料包括基体和浸润在基体上的高分子材料，基体可以是玻璃纤维布或碳纤维布，高分子材料可以是各种塑料树脂等，本申请的实施例对此不做具体限定。
另外，本申请实施例的各个实施例中，所述加强长桁100上各个位置处采用的预浸料的材料可以相同也可以不同，例如，以下实施例中第一预浸料120和第二预浸料113的材料可以相同或者不同，本申请对此并不限制，在不同实施例中根据需要进行设置。
本申请实施例中，所述加强胚体110还可以采用其他成型方式，例如通过切削方式形成截面形状为梯形的加强胚体110。本申请实施例中，通过未硫化橡胶层114在未硫化状态时，可以实现第一预浸料120与加强胚体110之间的粘结强度，在将加强胚体110固定在凹槽210的位置处时，通过层压或预压的方式可以将加强胚体110固定在凹槽210内或者凹槽210内的第一预浸料120上。
同时，本申请实施例中，未硫化橡胶层114可以在真空热压成型过程中进行硫化，硫化后的橡胶层可以提高加强胚体110与第一预浸料120之间的接合效果，防止分层、褶皱等，提高成型效果。
另外，还可以提高成型后的加强筋102的机械强度。本申请实施例中通过在凹槽210的表面设置未硫化橡胶层114可以提高加强长桁100的成型效果，提高加强长桁100的物理性能。可以理解的是，本申请实施例中，所述加强胚体110还可以包括在相邻两所述第二预浸料113之间设置未硫化橡胶层114，在硫化以后，可以通过硫化橡胶以进一步提高加强筋102的物理性能，例如，实现加强筋102的抗拉压、抗冲击及抗层间剪切能力。
本申请实施例中所述桁部101上的加强筋102通过设置在阳模200上的凹槽210形成，所述加强筋102在远离所述桁部101轴线一侧表面与所述桁部101的内表面形状相适配，在沿靠近所述内表面方向上所述加强筋102的宽度逐渐递增。
对应地，所述凹槽210在垂直于所述轴线方向上的截面形状为梯形，所述梯形在靠近所述内表面一侧的第一边长大于远离所述内表面一侧的第二边长。
为了提高加强筋102的成型效果，本申请实施例中还提供了一种成型模具，具体地：
如图6所示，所述凹槽210内插接设置有调节块220，所述调节块220在沿垂直于所述阳模200的轴线方向上为梯形，所述凹槽210在沿垂直于所述阳模200的轴线方向上的截面高度大于所述调节块220在沿垂直于所述阳模200的轴线方向上的截面高度；
所述调节块220包括远离所述阳模200轴线一侧的定位面230，所述加强胚体110固定在所述定位面230上。如图6所示，其中图6（I）中所示为阳模200在初始尺寸时的状态，图6中（II）所示为阳模200在脱模时的状态。
在本申请的一个实施例中，所述调节块220为非热膨胀材料；在所述阳模200为初始尺寸时，所述定位面230与所述成型区之间的距离等于所述加强胚体110的厚度，在所述阳模200为膨胀尺寸时，所述定位面230与所述成型区之间的距离等于所述加强筋102的厚度。
本申请实施例中，通过在凹槽210内设置调节块220，一方面采用非热膨胀材料，可以在阳模200进行膨胀时带动调节块220向远离轴线方向运动，进而推动加强胚体110向远离轴线方向运动，通过非热膨胀材料的调节块220限定加强胚体110的内表面，提高加强筋102的成型质量。
另外一方面，采用非热膨胀材料的调节块220，还可以限制阳模200在凹槽210区域沿轴向方向的膨胀，本申请实施例中，所述阳模200沿轴向方向上的两端通过阴模300进行限位，可以限制阳模200沿第二方向上的膨胀，通过调节块220与凹槽210沿轴线方向上的两侧表面进行接触，也可以起到限制凹槽210沿第二方向上的尺寸压缩，提高加强筋102的成型质量。
本实施例中，如图7所示，所述调节块220自所述第一端延伸至所述第二端，所述调节块220的延伸方向与所述加强筋102的延伸方向相同，根据所述加强筋102的延伸方式不同，所述调节块220包括沿延伸方向设置的一条或多条调节段。
可选地，如图8所示，所述调节块220包括沿延伸方向设置的多条调节段，相邻两所述调节段之间抵紧接触；
相邻两所述调节段包括第一调节段240和第二调节段250，所述第一调节段240包括第一伸出部260，所述第二调节段250包括与所述第一伸出部260搭接的第二伸出部270，所述第一伸出部260上设置有限位轴280，所述第二伸出部270上设置有与所述限位轴280插接的限位孔290。通过设置多个调节段的方式，可以方便安装、维修、更换，同时通过相邻调节段之间的相互作用，可以保证加强筋102的成型均匀性。
在本申请的另一实施例中，如图9所示，所述调节块220为热膨胀材料，所述调节块220在非膨胀状态时，所述调节块220的厚度小于所述凹槽210的深度；所述调节块220包括远离所述轴线的第二表面112，所述加强胚体110固定在所述凹槽210内并与所述第二表面112接触；
所述阳模200在膨胀状态时的膨胀量与所述调节块220在膨胀状态时的膨胀量之和大于等于所述凹槽210的深度与所述调节块220的厚度差（即加强胚体110的高度）。所述调节块220的膨胀系数小于所述阳模200的膨胀系数。如图9所示，其中图9（I）中所示为阳模200在初始尺寸时的状态，图9（II）中所示为阳模200在膨胀时的状态，图9中（III）所示为阳模200在脱模时的状态。
在本申请实施例中，通过在凹槽210内设置调节块220，采用热膨胀材料，进一步提高凹槽210内加强胚体110的压缩量，提高加强胚体110与第一预浸料之间的接触效果，提高加强筋的成型质量。
另一方面，采用高热膨胀材料的调节块220，通过调节块220沿第二方向上的横向膨胀，还可以限制阳模200在凹槽210区域沿第二方向的膨胀，本申请实施例中，所述阳模200沿轴向方向上的两端通过阴模300进行限位，可以限制阳模200沿第二方向上的膨胀，通过调节块220与凹槽210沿第二方向上的两侧表面进行接触，也可以起到限制凹槽210沿第二方向上的尺寸压缩，另外可以在膨胀过程中增加与凹槽210的接触面积，提高加强筋102的成型质量。
需要说明的是，本申请实施例中，所述调节块220的截面形状与所述凹槽210的截面形状相适配，可以采用梯形结构，通过采用梯形结构的凹槽210可以在真空热压成型过程中，阳模200在热膨胀时带动所述加强胚体110沿梯形斜面方向运动，提高凹槽210的成型质量。所述调节块220可以采用过盈配合的方式插接在凹槽210内。
另外，所述方法还包括：
在将所述加强胚体110固定于所述凹槽210内之前，在所述阳模200上铺设脱模层，所述加强胚体110和所述第一预浸料120铺设在所述脱模层的表面；其中，所述脱模层包括层叠设置的两层无孔隔离膜以及设置在相邻两所述无孔隔离膜之间的一层硅胶层，所述脱模层覆盖所述凹槽210的表面以及所述成型区。通过设置两层无孔隔离膜，提高脱模效果，两层无孔隔离膜之间在铺设时通过硅胶层进行固定，提高隔离效果。
本实施例中，阴模300围合设置在阳模200的外周，所述阴模300可以采用分体式结构，通过可拆卸连接方式设置在所述阳模200的外周，可以用于限定所述阴模300与所述阳模200形成的型腔尺寸。
在本实施例中，分体式结构的阴模300可以通过任意一种可拆卸的连接方式连接，在本申请实施例中并不限制所述阴模300与阳模200之间的连接方式，以及阴模300各个模块之间的连接方式，只要能够限位稳定阴模300即可，保证阴模300和阳模200在成型过程中不会发生移动，本申请的实施例对此不做具体限定。
在本申请实施例中，所述阴模300为非热膨胀材料，所述阳模200在初始尺寸下与所述阴模300形成初始型腔，所述初始型腔的空间尺寸大于所述杆部的厚度；所述阳模200在膨胀尺寸下与所述阴模300形成定型型腔，所述定型型腔的空间尺寸等于所述杆部的厚度。通过初始型腔的空间尺寸大于所述杆部的厚度可以减少溢胶，提高成型质量。
例如，阴模300与阳模200之间限定出的型腔的宽度用于限定所述桁部101的厚度，示例性地，所述初始型腔沿第三方向上的距离等于14~15mm，所述定型型腔沿第三方向上的距离等于10mm。其中宽度指的是阳模200的侧壁和阴模300之间的最小距离，本申请的实施例中的腔体的宽度有利于加工材料，所述凹槽210沿第三方向上的厚度可以为5mm，即成型所述的加强筋102的厚度为5mm，加强筋102的内表面到外表面的尺寸为15mm，所述非加强筋102沿第三方向上的厚度可以为10mm。
需要进一步说明的是，本申请实施例中，膨胀和非膨胀为相对性描述，热膨胀材料可以在预设温度内进行线性膨胀，非热膨胀材料在预设温度内的膨胀基本可以忽略，即在预设温度内热膨胀材料的膨胀量远大于非热膨胀材料的膨胀量。在不同实施例中，根据真空热压成型温度的不同，可以采用不同的热膨胀材料和非热膨胀材料，本申请对此并不限制。
本申请实施例中提供了一种阴模300结构，如图3所示，所述阴模300包括配套设置的定型框320，在本实施例中，所述定型框320包括多个定型板，所述定型框320围合设置于所述阳模200的周围，所述定型框320用于成型所述加强长桁100的外表面；具体地，所述定型框320包括沿第一方向相对设置的第一定型板311和第二定型板312、沿第二方向相对设置的第三定型板313和第四定型板314以及沿第二方向相对设置第五定型板315和第六定型板316。
各个所述定型板的结构相似，本申请实施例中以第一定型板311为例进行示例性说明。
如图3所示，第一定型板311包括与相邻的其他定型板接触的盖板317以及设置在盖板317上的凸台318，所述盖板317与其他定型板上的凸台318接触形成型腔。本申请实施例中，所述盖板317与相邻定型板上的凸台318配合，可以用于限定所述定型框320与所述阳模200形成的型腔尺寸。
在本实施例中，相邻两所述定型板之间可以通过任意一种可拆卸的连接方式连接，在本申请实施例中并不限制所述定型框320与阳模200之间的连接方式，只要能够限位稳定定型框320即可，保证定型框320在成型过程中不会发生移动，本申请的实施例对此不做具体限定。
例如，所述第一定型板311可以通过螺栓在贯穿所述阳模200后固定在第二定型板312上，或者通过卡扣固定，本申请的实施例对此不做具体限定。
本申请实施例中，采用的是阴模300可以形成用于抽真空工艺中真空腔的内表面，在传统工序中，需要在模具上进行真空袋的铺制，例如，需要按叠加顺序从下往上依次包括脱模布、有孔隔离膜、透气毡和真空袋；本申请实施例中采用阴模300可以简化抽真空工序。
所述阴模300上设置有至少一个抽气孔，通过所述抽气孔对进行阴模300和所述阳模200进行抽真空，以通过真空热压成型方式成型所述加强长桁100。
本申请中抽气孔用于连接外部的真空设备，例如但不限于真空泵，通过在闭合模合模后对模具进行抽真空，在模具内外的压力差作用下对预浸料进行压实，同时通过控制真空度控制闭合模具的模具间隙。
本申请实施例中，所述真空热压成型工艺的工艺参数为：采用分段升温保压的方式，升温速率小于等于1.5℃/min，成型温度为175℃~210℃、时间350min~420min、压力0.665MPa~0.735MPa、在全过程保持全真空。
本申请实施例中，在此真空热压成型工艺中，可以实现加强筋102中未硫化橡胶层114的同时硫化，简化工艺，提高制备效果。本申请实施例中采用分段升温的方式，通过依次升高的多个温度区间对预浸料进行加压热固化，可以保证各层之间的连接强度，同时，未硫化橡胶层114在依次升高的多个温度区间进行充分的硫化，以提升橡胶层的弹性性能，并可防止出现过硫化的情况。
采用控制升温速率的方式，此升温速率可以防止温度升高过快造成预浸料内外层之间温度差异过大，而造成不同部位固化程度不同，以及橡胶层各处硫化程度不一；以及各层之间连接稳定性差，后续使用过程中易出现分层的问题。
在完成真空热压成型后，将温度降低至预定温度并保持预定时长后泄压并进行脱模，获得所述加强长桁100。
本申请实施例中，所述降温的降温速率等于1.1℃/min；所述预定温度为35℃；所述预定时长为40min，待阳模200完全恢复至初始尺寸时，可以进行脱模处理。
基于相同的构思，本申请提供了一种航空加强长桁100，采用如以上任一所述的航空加强长桁100的一体式成型方法制备形成。
需要理解的是，术语“ 长度”、“ 宽度”、“ 上”、“ 下”、“ 前”、“ 后”、“ 左”、“ 右”、“ 竖直”、“ 水平”、“ 顶”、“ 底”“ 内”、“ 外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“ 第一”、“ 第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“ 第一”、“ 第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“ 多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
除非另有定义，本文中所使用的技术和科学术语与本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中使用的术语只是为了描述具体的实施目的，不是旨在限制本发明。本文中出现的诸如“ 设置”等术语既可以表示一个部件直接附接至另一个部件，也可以表示一个部件通过中间件附接至另一个部件。本文中在一个实施方式中描述的特征可以单独地或与其它特征结合地应用于另一个实施方式，除非该特征在该另一个实施方式中不适用或是另有说明。
本发明已经通过上述实施方式进行了说明，但应当理解的是，上述实施方式只是用于举例和说明的目的，而非意在将本发明限制于所描述的实施方式范围内。本领域技术人员可以理解的是，根据本发明的教导还可以做出更多种的变型和修改，这些变型和修改均落在本发明所要求保护的范围以内。
Claims (8)
1.一种航空加强长桁的一体式成型方法，其特征在于，所述加强长桁包括桁部以及设置在所述桁部内表面的至少一条加强筋，所述桁部呈环状并沿轴线方向延伸，所述加强筋的延伸方向与所述桁部的轴线方向具有夹角，所述方法包括：
预成型加强胚体，所述加强胚体用于成型所述加强筋，所述加强胚体的截面形状与所述加强筋的截面形状相适配；
提供阳模，所述阳模包括用于成型所述加强长桁内表面的成型区，所述成型区上设置有凹槽，所述凹槽的形状与所述加强胚体的形状相适配，所述凹槽的高度与所述加强胚体的高度相同；
将所述加强胚体固定于所述凹槽内，所述加强胚体在远离所述阳模的轴线一侧的第一表面与所述成型区的形状相适配；
在所述成型区和所述加强胚体的第一表面上随形铺设多层第一预浸料；
提供阴模，所述阴模用于形成所述加强长桁的外表面，将所述阴模与所述阳模合模形成型腔，所述阳模为热膨胀材料，所述阳模具有初始尺寸，所述阳模在初始尺寸下与所述阴模形成初始型腔，所述初始型腔的空间尺寸大于所述桁部的厚度；
通过真空热压成型方式成型所述加强长桁，所述阳模具有膨胀尺寸，所述阳模在膨胀尺寸下与所述阴模形成定型型腔，所述定型型腔的空间尺寸等于所述桁部的厚度；
待冷却后所述阳模恢复至初始尺寸并将成型后的所述加强长桁自所述阳模上脱模，其中，所述阳模的膨胀尺寸与初始尺寸的差值大于等于所述加强胚体的厚度；
其中，所述凹槽内插接设置有调节块，所述凹槽在沿垂直于所述阳模的轴线方向上的截面高度大于所述调节块在沿垂直于所述阳模的轴线方向上的截面高度；
所述调节块包括远离所述阳模轴线一侧的定位面，所述加强胚体固定在所述定位面上；所述调节块为非热膨胀材料；
在所述阳模为初始尺寸时，所述定位面与所述成型区之间的距离等于所述加强胚体的厚度，在所述阳模为膨胀尺寸时，所述定位面与所述成型区之间的距离等于所述加强筋的厚度。
2.根据权利要求1所述的航空加强长桁的一体式成型方法，其特征在于，预成型加强胚体的方法包括：
提供第一模具，在所述第一模具上层叠设置多层第二预浸料，通过层压形成所述加强胚体，并从所述第一模具上脱模；
其中，所述多层第二预浸料沿远离所述内表面方向层叠设置，所述加强胚体包括设置在相邻两所述第二预浸料之间的至少一层未硫化橡胶层，所述加强胚体还包括设置在所述多层第二预浸料靠近所述内表面一侧的至少一层未硫化橡胶层；所述未硫化橡胶层用于在真空热压成型过程中进行硫化。
3.根据权利要求1所述的航空加强长桁的一体式成型方法，其特征在于，所述加强筋在远离所述桁部轴线一侧表面与所述桁部的内表面形状相适配，在沿靠近所述内表面方向上所述加强筋的宽度逐渐递增；
所述凹槽在垂直于所述轴线方向上的截面形状为梯形，所述梯形在靠近所述内表面一侧的第一边长大于远离所述内表面一侧的第二边长。
4.根据权利要求3所述的航空加强长桁的一体式成型方法，其特征在于，所述调节块在沿垂直于所述阳模的轴线方向上为梯形。
5.根据权利要求1所述的航空加强长桁的一体式成型方法，其特征在于，所述桁部包括沿轴线方向相对设置的第一端和第二端；
所述加强筋自所述第一端延伸至所述第二端，且所述加强筋由同一所述加强胚体形成，所述加强筋的延伸方向呈直线形、S形、螺旋形中的一种；
所述调节块自所述第一端延伸至所述第二端，所述调节块的延伸方向与所述加强筋的延伸方向相同。
6.根据权利要求5所述的航空加强长桁的一体式成型方法，所述调节块包括沿延伸方向设置的多条调节段，相邻两所述调节段之间抵紧接触；
相邻两所述调节段包括第一调节段和第二调节段，所述第一调节段包括第一伸出部，所述第二调节段包括与所述第一伸出部搭接的第二伸出部，所述第一伸出部上设置有限位轴，所述第二伸出部上设置有与所述限位轴插接的限位孔。
7.根据权利要求1所述的航空加强长桁的一体式成型方法，其特征在于，所述方法还包括：
在将所述加强胚体固定于所述凹槽内之前，在所述阳模上铺设脱模层，所述加强胚体和所述第一预浸料铺设在所述脱模层的表面；其中，所述脱模层包括层叠设置的两层无孔隔离膜以及设置在相邻两所述无孔隔离膜之间的一层硅胶层，所述脱模层覆盖所述凹槽的表面以及所述成型区。
8.根据权利要求1所述的航空加强长桁的一体式成型方法，其特征在于，所述真空热压成型工艺的工艺参数为：采用分段升温保压的方式，升温速率小于等于1.5℃/min，成型温度为175℃~210℃、时间350min~420min、压力0.665MPa~0.735MPa、在全过程保持全真空。
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Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103909658A (zh) * | 2014-03-28 | 2014-07-09 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 复合材料连接裙成型方法、模具及其橡胶内芯模成型模具 |
| CN105711110A (zh) * | 2016-04-01 | 2016-06-29 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种复合材料成型件的模具及模压成型方法 |
| CN105922607A (zh) * | 2016-05-18 | 2016-09-07 | 中国电子科技集团公司电子科学研究院 | 一种复合材料管件的成型方法及装置 |
| CN215750875U (zh) * | 2021-06-22 | 2022-02-08 | 连云港中复连众复合材料集团有限公司 | 芯模组件及帽型长桁加筋壁板的生产工装 |
| CN114103159A (zh) * | 2021-10-27 | 2022-03-01 | 株洲飞鹿高新材料技术股份有限公司 | 高精度薄壳结构复合材料透波天线罩的成型模具及方法 |
| CN216813461U (zh) * | 2021-12-01 | 2022-06-24 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种加纵向加强筋、环框复合材料壳体 |
| CN219392428U (zh) * | 2022-11-16 | 2023-07-21 | 哈尔滨玻璃钢研究院有限公司 | 一种高性能大尺寸碳纤维遮光罩及其制备模具 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB0712535D0 (en) * | 2007-06-28 | 2007-08-08 | Airbus Uk Ltd | Method for forming composite components and tool for use therein |
-
2024
- 2024-02-02 CN CN202410145730.4A patent/CN117681465B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103909658A (zh) * | 2014-03-28 | 2014-07-09 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 复合材料连接裙成型方法、模具及其橡胶内芯模成型模具 |
| CN105711110A (zh) * | 2016-04-01 | 2016-06-29 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种复合材料成型件的模具及模压成型方法 |
| CN105922607A (zh) * | 2016-05-18 | 2016-09-07 | 中国电子科技集团公司电子科学研究院 | 一种复合材料管件的成型方法及装置 |
| CN215750875U (zh) * | 2021-06-22 | 2022-02-08 | 连云港中复连众复合材料集团有限公司 | 芯模组件及帽型长桁加筋壁板的生产工装 |
| CN114103159A (zh) * | 2021-10-27 | 2022-03-01 | 株洲飞鹿高新材料技术股份有限公司 | 高精度薄壳结构复合材料透波天线罩的成型模具及方法 |
| CN216813461U (zh) * | 2021-12-01 | 2022-06-24 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种加纵向加强筋、环框复合材料壳体 |
| CN219392428U (zh) * | 2022-11-16 | 2023-07-21 | 哈尔滨玻璃钢研究院有限公司 | 一种高性能大尺寸碳纤维遮光罩及其制备模具 |
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| Publication number | Publication date |
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| PB01 | Publication | ||
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| GR01 | Patent grant |