CN203864027U - 飞机复合材料构件组合式成型工装 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种飞机复合材料构件组合式成型工装，属于作业技术领域。它解决了现有的成型模具无法生产具有缩口结构的飞机复合材料构件的问题。本飞机复合材料构件组合式成型工装包括左模和右模，左模和右模通过可拆卸连接结构固定连接；成型工装还包括当左模与右模处于合模状态时能密封左模型面与右模型面之间缝隙的密封结构。本飞机复合材料构件组合式成型工装的型板可根据飞机复合材料构件进行划分，飞机复合材料构件成型后，通过左模与右模分模，使飞机复合材料构件能从成型工装中脱模。
Description
技术领域
本实用新型属于作业技术领域，涉及一种飞机复合材料构件成型，特别是一种飞机复合材料构件组合式成型工装。
背景技术
复合材料具有比强度高、比模量大、耐高温、抗腐蚀、抗疲劳等一系列优点；因而复合材料继铝、钢、钛之后，迅速发展成航空航天四大结构材料之一。
飞机内壁和外壳均具有形状复杂的特点；因此，飞机内壁和外壳均由多块构件组装而成。飞机复合材料构件采用专用成型工装制作。关于飞机复合材料构件成型工装的相关文献如中国专利文献记载的飞机复合材料门体成型模具[申请号：201120412585.X；授权公告号：CN202293361U]。该成型模具结构可以用于成型大多数飞机复合材料构件，但并不适合成型如图1所示的飞机构件，其原因在于，图1圆圈处向内凹，采用上述成型模具制作该飞机构件便存在着无法脱模的问题。目前，为了解决实际生产的问题，仅将上述构件划分成更小且能脱模的小构件，再将各个小构件组装在一起；这样虽然解决生产的问题，但也产生了一些技术问题，如增加构件生产成本、影响构件强度等。
发明内容
本实用新型的目的是针对现有的技术存在上述问题，提出了一种适合生产具有缩口结构飞机复合材料构件的组合式成型工装。
本实用新型的目的可通过下列技术方案来实现：本飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，成型工装包括左模和右模，左模和右模通过可拆卸连接结构固定连接；成型工装还包括当左模与右模处于合模状态时能密封左模型面与右模型面之间缝隙的密封结构。
当左模与右模处于合模状态时，组合型面与飞机复合材料构件形状相同。左模与右模的分模面根据飞机复合材料构件形状特点确定，保证左模与右模分模后，飞机复合材料构件能从本成型工装中取出。密封结构避免气体从左模与右模之间缝隙处通过，进而符合加工飞机复合材料构件对工装气密性的要求。
在上述的飞机复合材料构件组合式成型工装中，所述左模和右模上均具有合模面，密封结构包括位于右模的合模面上的密封槽，密封槽内嵌设有密封条。处于合模状态时，密封条与右模的合模面相抵靠，进而实现密封。为了提高密封性，在右模的合模面上设有多条平行设置的密封槽，每条密封槽内均嵌设有密封条。
在上述的飞机复合材料构件组合式成型工装中，所述可拆卸连接结构包括多组螺栓螺母，多组螺栓螺母沿着密封槽长度方向间隔设置。处于合模状态时，左模与右模通过螺栓螺母固定连接，既能杜绝在成型过程中左模与右模产生移位，又能提高密封结构的密封性，以及保证密封结构的密封稳定性。
在上述的飞机复合材料构件组合式成型工装中，所述螺母轴线与左模的合模面和型面之间的棱角线之间的间距为60㎜～100㎜；密封槽位于螺母轴线与左模的合模面和型面之间的棱角线之间。由此可知，螺栓螺母与型面之间的间距较小，螺栓螺母的作用力能最大程度地传递至密封条处，进一步提高密封结构的密封性。
在上述的飞机复合材料构件组合式成型工装中，所述左模内穿设有多根丝杆，丝杆的一端穿入右模且定位在右模上；每根丝杆上均连接有丝母，丝母与左模固定连接。通过旋拧丝杆，迫使丝母沿着丝杆轴线运动，丝母带动左模运动，或丝杆带动右模运动，进而方便成型工装分模和合模。
用于驱动丝杆旋转的装置可采用以下任意一种，在上述的飞机复合材料构件组合式成型工装中，所述丝杆的另一端穿出左模且连接有手轮。或在上述的飞机复合材料构件组合式成型工装中，所述左模上固定有电机，电机转轴与丝杆之间通过减速机相连接。
在上述的飞机复合材料构件组合式成型工装中，本成型工装还包括若干根导柱和导轨，导柱穿过左框架和右框架。左框架和右框架均设置在导轨上。分模和合模时，左模或右模沿着导柱和导轨运动，导轨使左模或右模相对底面摩擦系数更小，移动更灵活、稳定以及运动的直线度。导柱进一步保证左模或右模运动的直线度，确保合模后型面符合产品形状和尺寸要求。
与现有技术相比，本飞机复合材料构件组合式成型工装的型板可根据飞机复合材料构件进行划分，飞机复合材料构件成型后，通过左模与右模分模，使飞机复合材料构件能从成型工装中脱模；换言之，本成型工装适合生产具有缩口结构的飞机复合材料构件。
本飞机复合材料构件组合式成型工装还具有密封性高的优点，保证符合生产飞机复合材料构件工艺中的真空度要求。
本飞机复合材料构件组合式成型工装由于左模和右模能分开，因而具有方便运输的优点。本成型工装还具有分模合模方便的优点。
附图说明
图1是一种飞机复合材料构件的立体结构示意图。
图2是本飞机复合材料构件组合式成型工装的立体结构示意图。
图3是本飞机复合材料构件组合式成型工装的剖视结构示意图。
图4是图3中椭圆处的结构示意图。
图5是本飞机复合材料构件组合式成型工装另一处的剖视结构示意图。
图中，1、左模；1a、左型板；1b、左框架；1b1、左构板；2、右模；2a、右型板；2b、右框架；2b1、右构板；3、密封槽；4、密封条；5、螺栓；6、螺母；7、导向管；8、丝杆；9、丝母；10、手轮；11、导柱；12、导轨。
具体实施方式
以下是本实用新型的具体实施例并结合附图，对本实用新型的技术方案作进一步的描述，但本实用新型并不限于这些实施例。
如图2至图5所示，本飞机复合材料构件组合式成型工装包括左模1、右模2和密封结构。
如图2所示，左模1和右模2为框架式结构。左模1包括左型板1a和左框架1b，左型板1a和左框架1b通过焊接固定连接。右模2包括右型板2a和右框架2b，右型板2a和右框架2b通过焊接固定连接。
左模1与右模2合模后左型板1a与右型板2a构成与飞机复合材料构件形状同的型面。如图1和图2所述，本成型工装适用于生产如图1所示的飞机构件，左模1与右模2是沿着图1中点划线进行划分的。
如图3和图4所示，左模1和右模2上均具有合模面，当左模1与右模2合模后，密封结构将左模1型面与右模2型面之间缝隙进行密封。密封结构设置在左框架1b和右框架2b之间。具体来说，左框架1b上具有左构板1b1，右框架2b上具有右构板2b1；密封结构包括位于右模2的右构板2b1板面上的两条密封槽3；两条密封槽3平行设置。密封槽3具有与右模2的合模面和型面之间的棱角线平行段，以及位于两端的圆弧段，圆弧段延伸至右框架2b的顶面处。每条密封槽3内均嵌设有密封条4，密封条4的长度与密封槽3的长度相同。左构板1b1与左型板1a密封连接，右构板2b1与右型板2a密封连接；具体来说，左构板1b1与左型板1a、右构板2b1与右型板2a之间均通过二氧化碳气体保护焊焊接固定连接，通过保证焊缝连贯，进而保证两者之间密封连接。
根据实际情况，密封结构也可设置在左型板1a和右型板2a之间。
如图4所示，左模1和右模2通过可拆卸连接结构固定连接。具有来说，左构板1b1与右构板2b1之间通过多组螺栓5螺母6固定连接；多组螺栓5螺母6沿着密封槽3长度方向间隔设置。
螺母6通过焊接固定在左构板1b1上，右框架2b上固定有导向管7，导向管7轴线与螺母6轴线重合；旋拧螺栓5时，推动螺栓5运动，螺栓5沿着导向管7内壁移动，保证螺栓5轴线与螺母6轴线重合，进而方便螺栓5拧入螺母6内。螺母6轴线与左模1的合模面和型面之间的棱角线之间的间距为60㎜～100㎜；密封槽3位于螺母6轴线与左模1的合模面和型面之间的棱角线之间。
如图5所示，左框架1b内穿设有多根丝杆8，本实施例给出的数量为两根，根据实际情况，丝杆8的数量可增加。丝杆8的一端穿入右框架2b且定位在右框架2b上；即丝杆8相对于左框架1b能周向转动，但不能轴向移动。每根丝杆8上均连接有丝母9，丝母9与右框架2b固定连接。丝杆8的另一端穿出右框架2b且连接有手轮10。根据实际情况，驱动丝杆8旋转可采用以下方案替换：右框架2b上固定有电机，电机转轴与丝杆8之间通过减速机相连接；换言之，丝杆8可采用电机驱动。
本成型工装还包括若干根导柱11和导轨12，导柱11穿过左框架1b和右框架2b。左框架1b和右框架2b均设置在导轨12上。
通过阐述利用本成型工装成型飞机复合材料构件进一步说明本成型工装的作用及优点。首先保证本成型工装处于合模状态，左构板1b1与右构板2b1之间通过多组螺栓5螺母6固定连接；此时，密封条4与左构板1b1相抵靠。其次，复合材料铺设在型板的型面上，通过飞机复合材料构件应有的加工工序后，飞机复合材料构件成型。然后，卸下螺栓5，旋转手轮10迫使右模2沿着导轨12以及导柱11导向方向运动，实现分模。最后，取下飞机复合材料构件，反向旋拧手轮10，实现再次合模，再旋拧螺栓5直至锁紧，为制造下一个飞机构件做好准备。
Claims (10)
1.一种飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，成型工装包括左模(1)和右模(2)，左模(1)和右模(2)通过可拆卸连接结构固定连接；成型工装还包括当左模(1)与右模(2)处于合模状态时能密封左模(1)型面与右模(2)型面之间缝隙的密封结构。
2.根据权利要求1所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，所述左模(1)和右模(2)上均具有合模面，密封结构包括位于右模(2)的合模面上的密封槽(3)，密封槽(3)内嵌设有密封条(4)。
3.根据权利要求2所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，所述可拆卸连接结构包括多组螺栓(5)螺母(6)，多组螺栓(5)螺母(6)沿着密封槽(3)长度方向间隔设置。
4.根据权利要求3所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，所述螺母(6)轴线与左模(1)的合模面和型面之间的棱角线之间的间距为60㎜～100㎜；密封槽(3)位于螺母(6)轴线与左模(1)的合模面和型面之间的棱角线之间。
5.根据权利要求1至4中的任意一项所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，所述左模(1)内穿设有多根丝杆(8)，丝杆(8)的一端穿入右模(2)且定位在右模(2)上；每根丝杆(8)上均连接有丝母(9)，丝母(9)与左模(1)固定连接。
6.根据权利要求5所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，所述丝杆(8)的另一端穿出左模(1)且连接有手轮(10)；或所述左模(1)上固定有电机，电机转轴与丝杆(8)之间通过减速机相连接。
7.根据权利要求1至4中的任意一项所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，本成型工装还包括若干根导柱(11)，导柱(11)穿过左模(1)和右模(2)。
8.根据权利要求1至4中的任意一项所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，本成型工装还包括若干根导轨(12)，左模(1)和右模(2)均设置在导轨(12)上。
9.根据权利要求3或4所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，所述左模(1)包括左型板(1a)和左框架(1b)，左型板(1a)和左框架(1b)固定连接；右模(2)包括右型板(2a)和右框架(2b)，右型板(2a)和右框架(2b)固定连接；螺母(6)通过焊接固定在左构板(1b1)上，右框架(2b)上固定有导向管(7)，导向管(7)轴线与螺母(6)轴线重合。
10.根据权利要求9所述的飞机复合材料构件组合式成型工装，其特征在于，所述密封槽(3)位于右模(2)的右构板(2b1)板面上；密封槽(3)具有与左模(1)的合模面和型面之间的棱角线平行段和位于两端的圆弧段，圆弧段端面与右型板(2a)下板面重叠；左构板(1b1)与左型板(1a)密封连接，右构板(2b1)与右型板(2a)密封连接。
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Cited By (2)
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|---|---|---|---|---|
| CN110014536A (zh) * | 2019-04-03 | 2019-07-16 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种分段组装复合材料成型模具 |
| CN110893590A (zh) * | 2019-12-10 | 2020-03-20 | 中航沈飞民用飞机有限责任公司 | 一种用于飞机复合材料结构件对称定位工装及其定位方法 |
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2014
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| GR01 | Patent grant | ||
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Denomination of utility model: Combined-type forming tooling for airplane composite material component Effective date of registration: 20180806 Granted publication date: 20141008 Pledgee: Zhejiang Tailong commercial bank Taizhou branch of Limited by Share Ltd Pledgor: ZHEJIANG HUARONG AVIATION EQUIPMENT CO., LTD. Registration number: 2018330000220 |
|
| PE01 | Entry into force of the registration of the contract for pledge of patent right | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20141008 Termination date: 20210509 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |