CN118003666A - 一种飞行装置成型工艺 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种飞行装置成型工艺。通过第一模具制作第一蒙皮，通过第二模具制作第二蒙皮；制作梁肋腹板；将第一蒙皮置于第一模具，在第一蒙皮梁肋粘接区涂蜡，将至少部分的梁肋腹板按照预设布局定位至相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第一蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；将缘条与第一蒙皮进行分离，获得通过缘条连接的梁肋腹板架；将第二蒙皮置于第二模具，将梁肋腹板架按照预设布局定位至第二蒙皮相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第二蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；将得到的第一蒙皮、梁肋腹板架和第二蒙皮装配。本申请实施例的缘条与第一蒙皮、第二蒙皮连接处的弧度一致，与复杂的曲面完全适配，使得其装配可靠性更高，且重量可控。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行装置成型工艺。
背景技术
飞行器的翼身上蒙皮和下蒙皮均为复杂曲面，内部结构采用多梁、多肋结构。结构中的梁肋一般采用复合材料层合板或者钣金。复合材料层合板依靠模具成型缘条的复杂外形曲面，以保证其装配过程中与上蒙皮、下蒙皮复杂曲面相适配。因此，复合材料层合板梁肋对应的每种形状的带有缘条的腹板都需要与之对应的模具，导致需要大量的模具成型。
发明内容
本申请实施例通过提供一种飞行装置成型工艺，解决了现有技术中复合材料层合板梁肋对应的每种形状的带有缘条的腹板都需要与之对应的模具，导致需要大量的模具成型的技术问题。
本申请实施例提供了一种飞行装置成型工艺，包括：
S1:通过第一模具制作第一蒙皮，通过第二模具制作第二蒙皮；
S2:制作梁肋腹板；
S3:将第一蒙皮置于第一模具，在第一蒙皮梁肋粘接区涂蜡，将至少部分的梁肋腹板按照预设布局定位至相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第一蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；将缘条与第一蒙皮进行分离，获得通过缘条连接的梁肋腹板架；将第二蒙皮置于第二模具，将梁肋腹板架按照预设布局定位至第二蒙皮相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第二蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；
S4:将得到的第一蒙皮、梁肋腹板架和第二蒙皮装配。
在一种可能的实现方式中，S3还包括：在梁肋腹板间所围成的夹角区域制作角件并固化。
在一种可能的实现方式中，S1中，第一蒙皮和第二蒙皮的梁肋粘接区域及关键区域均为实铺层合板，其它区域为泡沫夹层结构或蜂窝夹层结构；
S2中，梁肋腹板为泡沫夹层结构或蜂窝夹层结构或航空层板夹层结构。
在一种可能的实现方式中，关键区域包括油箱区域、螺接区域、发射区域、发动机区域中的一种或多种。
在一种可能的实现方式中，S1还包括：分别在第一模具和第二模具的上面铺设第一蒙皮和第二蒙皮所用材料，将第一模具与其上面所铺设材料、第二模具与其上面所铺设材料分别抽真空，并将其热压成型，且分别与第一模具、第二模具分离，得到第一蒙皮和第二蒙皮；
S2还包括：在平板模具的上面铺设梁肋腹板所用材料，将平板模具与其上面所铺设材料分别抽真空，并将其热压成型，且与平板模具分离，通过切割得到梁肋腹板。
在一种可能的实现方式中，S1中，分别在第一模具和第二模具的上面铺设第一蒙皮和第二蒙皮所用材料，包括：
分别在第一模具和第二模具的上面整铺一层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在夹层结构区域的碳纤维或玻璃纤维预浸料上面铺设裁切好的表面带胶膜的第一泡沫板；在实铺层合板结构区域的碳纤维或玻璃纤维预浸料上面铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在第一泡沫板和多层碳纤维或玻璃纤维预浸料的另一侧分别整铺一层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
S2中，在平板模具的上面铺设梁肋腹板所用材料，包括：
在平板模具的上面铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在碳纤维或玻璃纤维预浸料的远离平板模具的一侧铺设表面带胶膜的第二泡沫板；
在第二泡沫板的远离平板模具的一侧铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料。
在一种可能的实现方式中，S1和S2中的热压成型包括：将第一模具与其上面所铺设材料、第二模具与其上面所铺设材料、平板模具与其上面所铺设材料分别放入加热炉内，升温至80-90℃，保温25-35分钟，再升温至120-130℃，保温80-100分钟，使其固化成型，并随炉冷却至室温。
在一种可能的实现方式中，控制升温速度为1-3℃/min。
在一种可能的实现方式中，S3中，还包括：第一蒙皮梁肋粘接区涂蜡的宽度为100±15mm；在干布上涂抹树脂材料，并将其分别铺贴于梁肋腹板与第一蒙皮围成的夹角区域制作缘条、铺贴于梁肋腹板间所围成的夹角区域制作角件、铺贴于在梁肋腹板与第二蒙皮围成的夹角区域制作缘条。
在一种可能的实现方式中，缘条和角件的截面均为L型结构。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果：
本申请实施例提供的飞行装置成型工艺包括：通过第一模具制作第一蒙皮，通过第二模具制作第二蒙皮；制作梁肋腹板；将第一蒙皮置于第一模具，在第一蒙皮梁肋粘接区涂蜡，将至少部分的梁肋腹板按照预设布局定位至相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第一蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；将缘条与第一蒙皮进行分离，获得通过缘条连接的梁肋腹板架；将第二蒙皮置于第二模具，将梁肋腹板架按照预设布局定位至第二蒙皮相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第二蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；将得到的第一蒙皮、梁肋腹板架和第二蒙皮装配。因此，本申请实施例通过无模具制作缘条，成本较低，且梁肋腹板与第一蒙皮、第二蒙皮形成了多个盒段结构，缘条连续，使得其整体受载更好。此外，本申请实施例借助第一模具、第二模具的支撑作用分别在第一蒙皮和第二蒙皮上将梁肋腹板固定后制作缘条，所制作的缘条与第一蒙皮、第二蒙皮连接处的弧度一致，与复杂的曲面完全适配，使得其装配可靠性更高，提高了整体美观性，且重量可控。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对本申请实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例提供的梁肋腹板架的结构示意图；
图2为本申请实施例提供的第一蒙皮的结构示意图；
图3为本申请实施例提供的第二蒙皮的结构示意图；
图4为本申请实施例提供的切割后的梁肋腹板的结构示意图；
图5为本申请实施例提供的飞行装置成型工艺的流程图。
附图标记：1-第一蒙皮；2-第二蒙皮；3-缘条；4-角件；5-梁肋腹板。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
在本申请实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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申请实施例和简化描述，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申请的限制。术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请实施例中的具体含义。
本申请实施例提供了一种飞行装置成型工艺，如图1至图5所示。该飞行装置成型工艺包括：
S1:通过第一模具制作第一蒙皮1，通过第二模具制作第二蒙皮2。
需要说明的是，本申请实施例的第一模具和第二模具均为钢材。
S2:制作梁肋腹板5。
需要说明的是，梁肋腹板5的厚度大于等于5mm，一般控制在5-15mm范围内。
S3:将第一蒙皮1置于第一模具，在第一蒙皮1梁肋粘接区涂蜡，将至少部分的梁肋腹板5按照预设布局定位至相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板5与第一蒙皮1围成的夹角区域制作缘条3并固化；将缘条3与第一蒙皮1进行分离，获得通过缘条3连接的梁肋腹板架；将第二蒙皮2置于第二模具，将梁肋腹板架按照预设布局定位至第二蒙皮2相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板5与第二蒙皮2围成的夹角区域制作缘条3并固化。
需要说明的是，将第一蒙皮1、第二蒙皮2分别放置于与其对应的第一模具和第二模具，可以对第一蒙皮1和第二蒙皮2起到良好的形状固定和支撑作用，防止后续工艺中面积大、厚度较薄的蒙皮单独放置产生变形，导致制作的缘条3与实际装配时的蒙皮曲度不一致。
需要说明的是，本申请实施例通过将第一蒙皮1、第一模具、梁肋腹板5和缘条3共同放入加热炉，使得缘条3可以固化。在第一蒙皮1梁肋粘接区涂蜡，以方便缘条3与第一蒙皮1分离，分离后裁切缘条3，使得其宽度为20mm。
本申请实施例将梁肋腹板5用工装型架在第一蒙皮1上定位制作缘条3，分离后形成梁肋腹板架；将梁肋腹板架用工装型架在第二蒙皮2上定位制作缘条3。在第一蒙皮1上制作缘条3后分离，保证了第二蒙皮2上制作缘条3时无需像现有技术中必须在蒙皮上开许多工艺口盖，用于深入内部制作第二蒙皮2上的缘条3，这一方面提升了气动外形面的质量，另一方面也提高了机体的整体美观性。
进一步地，本申请实施例在梁肋腹板5与第二蒙皮2围成的夹角区域制作缘条3时，可以在第二蒙皮2梁肋粘接区涂蜡，以方便缘条3与第二蒙皮2分离；同时也可以不在第二蒙皮2梁肋粘接区涂蜡，第二蒙皮2与缘条3连接形成整体。本申请实施例通过将第二蒙皮2、第二模具、梁肋腹板架和缘条3共同放入加热炉，使得梁肋腹板5与第二蒙皮2围成的夹角区域制作的缘条3可以固化。
S4:将得到的第一蒙皮1、梁肋腹板架和第二蒙皮2装配。
需要说明的是，在第一蒙皮1、梁肋腹板架和第二蒙皮2装配时，打磨干涉装配的缘条3，使其与整体结构更适配。本申请实施例的第一蒙皮1、梁肋腹板架和第二蒙皮2之间可以粘接或者螺接。
具体地，当本申请实施例的第一蒙皮1为飞行装置的上蒙皮时，第二蒙皮2则为下蒙皮；当本申请实施例的第一蒙皮1为飞行装置的下蒙皮时，第二蒙皮2则为上蒙皮。
需要说明的是，本申请实施例通过无模具制作缘条3，成本较低，且梁肋腹板5与第一蒙皮1、第二蒙皮2形成了多个盒段结构，缘条3连续，使得其整体受载更好。此外，本申请实施例借助第一模具、第二模具的支撑作用分别在第一蒙皮1和第二蒙皮2上将梁肋腹板5固定后制作缘条3，所制作的缘条3与第一蒙皮1、第二蒙皮2连接处的弧度一致，与复杂的曲面完全适配，使得其装配可靠性更高，提高了整体美观性，且重量可控。
本申请实施例中，S3还包括：在梁肋腹板5间所围成的夹角区域制作角件4并固化。
需要说明的是，本申请实施例通过将第一蒙皮1、第一模具、梁肋腹板5、缘条3和角件4共同放入加热炉，使得缘条3和角件4可以固化。
本申请实施例中，S1中，第一蒙皮1和第二蒙皮2的梁肋粘接区域及关键区域均为实铺层合板，其它区域为泡沫夹层结构或蜂窝夹层结构；
S2中，梁肋腹板5为泡沫夹层结构或蜂窝夹层结构或航空层板夹层结构。
本申请实施例中，关键区域包括油箱区域、螺接区域、发射区域、发动机区域中的一种或多种。
需要说明的是，第一蒙皮1和第二蒙皮2的梁肋粘接区域为实铺层合板。此外，为了加强连接的牢固性，油箱区域、螺接区域、发射区域、发动机区域中的一个或多个也可为实铺层合板；其它区域则考虑到降低飞行装置的质量可采用泡沫夹层结构或蜂窝夹层结构。
具体地，本申请实施例的泡沫夹层结构可以为PMI泡沫夹层结构。
本申请实施例中，S1还包括：分别在第一模具和第二模具的上面铺设第一蒙皮1和第二蒙皮2所用材料，将第一模具与其上面所铺设材料、第二模具与其上面所铺设材料分别抽真空，并将其热压成型，且分别与第一模具、第二模具分离，得到第一蒙皮1和第二蒙皮2；
S2还包括：在平板模具的上面铺设梁肋腹板5所用材料，将平板模具与其上面所铺设材料分别抽真空，并将其热压成型，且与平板模具分离，通过切割得到梁肋腹板5。
需要说明的是，本申请可以整板成型，然后通过数控切割得到所需的各梁肋腹板5。相比现有技术中一体成型带有缘条3的腹板工艺，本申请无需多个相应的模具进行单独制作，有效降低了成本。
本申请实施例中，S1中，分别在第一模具和第二模具的上面铺设第一蒙皮1和第二蒙皮2所用材料，包括：
分别在第一模具和第二模具的上面整铺一层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在夹层结构区域的碳纤维或玻璃纤维预浸料上面铺设裁切好的表面带胶膜的第一泡沫板；在实铺层合板结构区域的碳纤维或玻璃纤维预浸料上面铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在第一泡沫板和多层碳纤维或玻璃纤维预浸料的另一侧分别整铺一层碳纤维或玻璃纤维预浸料。
需要说明的是，本申请分别在第一模具和第二模具的上面整铺一层碳纤维T300织物预浸料；
在实铺层合板结构区域的碳纤维T300织物预浸料上面铺设多层碳纤维T300织物预浸料；
在第一泡沫板和多层碳纤维T300织物预浸料的另一侧分别整铺一层碳纤维T300织物预浸料；
进一步地，本申请的第一泡沫板的两侧分别铺设一层胶膜，胶膜是为了提高第一泡沫板与碳纤维或玻璃纤预浸料的粘接性。
本申请实施例的第一泡沫板可以为PMI泡沫板，且PMI泡沫板的厚度可以为2mm。
综上所述，本申请实施例的夹层结构区域有利于控制第一蒙皮1和第二蒙皮2的重量，PMI泡沫板提高了构件刚度。在满足强度刚度要求的前提下，最大程度地控制了第一蒙皮1和第二蒙皮2的重量，且PMI泡沫板相较于芳纶纸蜂窝成本较低。
S2中，在平板模具的上面铺设梁肋腹板5所用材料，包括：
在平板模具的上面铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在碳纤维或玻璃纤维预浸料的远离平板模具的一侧铺设表面带胶膜的第二泡沫板；
在第二泡沫板的远离平板模具的一侧铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料。
需要说明的是，本申请实施例的第二泡沫板的两侧分别铺设一层胶膜。胶膜是为了提高第二泡沫板与碳纤维或玻璃纤维预浸料的粘接性。
具体地，本申请实施例的第二泡沫板的厚度可根据机体的大小和实际需求进行调整，示例性的可以为10mm。第二泡沫板可以为PMI泡沫板。
现有的钣金梁肋比复合材料层合板梁肋制作周期短，一般通过敲击等方法成型复杂外形曲面，成本可控，但钣金件重量较重，不适用有长续航要求的飞行器。现有的复合材料层合板依靠模具成型缘条3的复杂外形曲面，以保证其与其他零件的装配。但是，复合材料层合板梁肋需要大量的模具成型。如果是小批量的研制生产，模具成本较高，且纯层合板有最小厚度要求，使得其结构减重有局限性。
本申请实施例相较于纯层合板复材梁肋腹板5，夹层结构能够最大程度地减轻重量，且本申请实施例的梁肋腹板5的厚度大于10mm，提高了整机装配的接触面积，在满足强度刚度要求的前提下，可以最大程度地控制重量，且PMI泡沫板相较于芳纶纸蜂窝经济性更好。
本申请实施例中，S1和S2中的热压成型包括：将第一模具与其上面所铺设材料、第二模具与其上面所铺设材料、平板模具与其上面所铺设材料分别放入加热炉内，升温至80-90℃，保温25-35分钟，再升温至120-130℃，保温80-100分钟，使其固化成型，并随炉冷却至室温。
需要说明的是，将第一模具与其上面所铺设材料、第二模具与其上面所铺设材料、平板模具与其上面所铺设材料分别放入加热炉内，升温至85℃，保温30分钟，再升温至125℃，保温90分钟，使其固化成型，并随炉冷却至室温，这样得到的第一蒙皮1和第二蒙皮2的质量更好。
需要说明的是，本申请实施例的加热炉可以为烘箱。
本申请实施例中，控制升温速度为1-3℃/min。
S3中，还包括：第一蒙皮1梁肋粘接区涂蜡的宽度为100±15mm；
在干布上涂抹树脂材料，并将其分别铺贴于梁肋腹板5与第一蒙皮1围成的夹角区域制作缘条3、铺贴于梁肋腹板5间所围成的夹角区域制作角件4、铺贴于在梁肋腹板5与第二蒙皮2围成的夹角区域制作缘条3。
具体地，本申请实施例的夹角具体角度不做限定，可基于实际需求进行调整，可为锐角、直角或钝角，图1所示的具体实施例中示例性地以直角为例进行制作。
本申请一个具体实施例中，缘条3和角件4的截面均为L型结构，使得整体结构更加美观。
综上所述，本申请机体材料大多采用夹芯复材，相对于钣金，夹芯复材强度更好、刚度更高。相对于纯复材层合板，夹芯复材重量较轻。总体来说，夹芯复材减重空间更，结构重量占比小，飞行装置动力源可携带量更高，提升了飞行装置的飞行航时。
本申请实施例的梁、肋成型均不需要单独的模具，成本可控。
本申请的缘条3利用第一蒙皮1和第二蒙皮2的曲面成型，能够分别与第一蒙皮1、第二蒙皮2可靠性装配，相较于后湿法补加强蒙皮和梁肋腹板5，本申请避免开较多工艺口盖，且重量可控，同时也避免了直接湿法封边梁肋腹板5带来的曲面质量差的问题。
本说明书中的各个实施方式采用递进的方式描述，各个实施方式之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施方式重点说明的都是与其他实施方式的不同之处。
以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对本申请限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请技术方案的范围。
Claims (10)
1.一种飞行装置成型工艺，其特征在于，包括：
S1:通过第一模具制作第一蒙皮，通过第二模具制作第二蒙皮；
S2:制作梁肋腹板；
S3:将第一蒙皮置于第一模具，在第一蒙皮梁肋粘接区涂蜡，将至少部分的梁肋腹板按照预设布局定位至相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第一蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；将缘条与第一蒙皮进行分离，获得通过缘条连接的梁肋腹板架；将第二蒙皮置于第二模具，将梁肋腹板架按照预设布局定位至第二蒙皮相应的梁肋粘接区；在梁肋腹板与第二蒙皮围成的夹角区域制作缘条并固化；
S4:将得到的第一蒙皮、梁肋腹板架和第二蒙皮装配。
2.根据权利要求1所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，S3还包括：在梁肋腹板间所围成的夹角区域制作角件并固化。
3.根据权利要求1所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，S1中，第一蒙皮和第二蒙皮的梁肋粘接区域及关键区域均为实铺层合板，其它区域为泡沫夹层结构或蜂窝夹层结构；
S2中，梁肋腹板为泡沫夹层结构或蜂窝夹层结构或航空层板夹层结构。
4.根据权利要求3所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，关键区域包括油箱区域、螺接区域、发射区域、发动机区域中的一种或多种。
5.根据权利要求3所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，S1还包括：分别在第一模具和第二模具的上面铺设第一蒙皮和第二蒙皮所用材料，将第一模具与其上面所铺设材料、第二模具与其上面所铺设材料分别抽真空，并将其热压成型，且分别与第一模具、第二模具分离，得到第一蒙皮和第二蒙皮；
S2还包括：在平板模具的上面铺设梁肋腹板所用材料，将平板模具与其上面所铺设材料分别抽真空，并将其热压成型，且与平板模具分离，通过切割得到梁肋腹板。
6.根据权利要求5所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，S1中，分别在第一模具和第二模具的上面铺设第一蒙皮和第二蒙皮所用材料，包括：
分别在第一模具和第二模具的上面整铺一层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在夹层结构区域的碳纤维或玻璃纤维预浸料上面铺设裁切好的表面带胶膜的第一泡沫板；在实铺层合板结构区域的碳纤维或玻璃纤维预浸料上面铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在第一泡沫板和多层碳纤维或玻璃纤维预浸料的另一侧分别整铺一层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
S2中，在平板模具的上面铺设梁肋腹板所用材料，包括：
在平板模具的上面铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料；
在碳纤维或玻璃纤维预浸料的远离平板模具的一侧铺设表面带胶膜的第二泡沫板；
在第二泡沫板的远离平板模具的一侧铺设多层碳纤维或玻璃纤维预浸料。
7.根据权利要求5所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，S1和S2中的热压成型包括：
将第一模具与其上面所铺设材料、第二模具与其上面所铺设材料、平板模具与其上面所铺设材料分别放入加热炉内，升温至80-90℃，保温25-35分钟，再升温至120-130℃，保温80-100分钟，使其固化成型，并随炉冷却至室温。
8.根据权利要求7所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，控制升温速度为1-3℃/min。
9.根据权利要求2所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，S3中，还包括：
第一蒙皮梁肋粘接区涂蜡的宽度为100±15mm；
在干布上涂抹树脂材料，并将其分别铺贴于梁肋腹板与第一蒙皮围成的夹角区域制作缘条、铺贴于梁肋腹板间所围成的夹角区域制作角件、铺贴于在梁肋腹板与第二蒙皮围成的夹角区域制作缘条。
10.根据权利要求2所述的飞行装置成型工艺，其特征在于，缘条和角件的截面均为L型结构。
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- 2024-04-10 CN CN202410424114.2A patent/CN118003666B/zh active Active
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