CN208855085U - 航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，包括支撑部件,支撑部件内侧设置内腔成型模块,所述的支撑部件与内腔成型模块构成与箱体成型件内腔相吻合的阳模，支撑部件外侧设置外部成型模块。采用本实用新型航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模得到的箱体零件产品结构强度高、尺寸精度高且质量也较轻。

Description

航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模

技术领域

本实用新型属于航空航天零部件成型领域，涉及航空航天用复合材料产品成型，具体涉及一种航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模。

背景技术

箱体类零件是航空航天领域中的常用零部件，主要用于航空航天飞行器上电器元件的集成和功能整合，故这些箱体类零件不仅要求有较高的强度，较轻的质量，同样也要有较高的精度。

现有的，对航空航天飞行器上箱体成型工艺一般采用碳纤维配合航空铝材连接件分别成型成箱体的四周部件，再用胶接、铆接的方法组装两端翻边部件构成箱体。这样，得到的箱体成型工艺不仅繁琐，而且得到的箱体由于再胶接、铆接工序，尺寸精度无法保证，结构强度差。加之后期装配时箱体内设置电器元件等负载元件，会增加额外重量的，这些电器元件由箱体随着航空航天飞行器航行时由于机载惯性等的作用，会不断产生随机振动，故对成型后的航空航天用箱体须要有高构造强度。

发明内容

本实用新型目的是提供一种航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，一次成型航空航天飞行器上箱体，避免现有的航空航天用碳纤维复合材料箱体分装导致的结构强度差、尺寸精度低、质量重的问题，得到的箱体零件产品结构强度高、尺寸精度高且质量也较轻。

为了实现以上目的，本实用新型采用的技术方案为：一种航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，包括支撑部件,支撑部件内侧设置内腔成型模块,所述的支撑部件与内腔成型模块构成与箱体成型件内腔相吻合的阳模，支撑部件外侧设置外部成型模块；

所述的支撑部件包括上下平行对称布置的上框、下框，左右平行对称布置的左框、右框，所述的上框、下框、左框、右框围成第一方筒结构，位于第一方筒结构的两端设置紧箍板；

所述的内腔成型模块包括位于上方左右平齐布置的第一上模芯、第二上模芯，位于左方上下平齐布置的上左模芯、下左模芯，位于右方上下平齐布置的上右模芯、下右模芯，和位于下方布置的下模芯，所述的第一上模芯、第二上模芯、上左模芯、下左模芯、上右模芯、下右模芯、下模芯围成第二方筒结构，位于第二方筒结构的两端分设有前法兰、后法兰，位于前法兰的内侧紧贴前法兰的左右内壁分设有左前筋、右前筋；

所述的外部成型模块包括上下平行对称布置的上压板、下压板，左右平行对称布置的左侧压板、右侧压板，前后平行对称布置的前压板、后压板，所述的上压板、下压板、左侧压板、右侧压板、前压板、后压板围成密封方腔。

进一步的，所述的紧箍板包括位于第一方筒结构的四个角部依次布置的折板，四个角部的折板均紧贴于其所在的角部。

再进一步的，所述的前压板、后压板上设置定位孔和/或定位销，所述的外部成型模块通过前压板、后压板上的定位孔和/或定位销与内腔成型模块连接。

再进一步的，所述的阳模内预埋航空铝材连接件，再填充碳纤维复合材料。

本实用新型的技术效果在于：采用本实用新型生产得到的箱体零件产品，一次成型，固化成型箱体所有特征，无需后续组装，最大限度提高了箱体零件产品的结构强度；且箱体零件产品内部形状与模具一致，尺寸精度达到0.1mm；同时减少了现有的采用铆接等工序所需的额外加固部位重量及螺母重量。

附图说明

图1为本实用新型的爆炸结构图；

图2为本实用新型的主视图；

图3为本实用新型的后视图；

图4为本实用新型去除后压板以及后法兰的后视结构示意图；

图中附图标记：上压板1，箱体成型件2，上框3，左框4，后压板5，右框6，下框7，右侧压板8，下压板9，右前筋10，上左模芯11，下模芯12，下右模芯13，前法兰14，前压板15，紧箍板16，下左模芯17，上右模芯18，左前筋19，左侧压板20，第二上模芯21，第一上模芯22，后法兰23。

具体实施方式

参照附图，一种航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，包括支撑部件A,支撑部件A内侧设置内腔成型模块B,所述的支撑部件A与内腔成型模块B构成与箱体成型件2内腔相吻合的阳模，支撑部件A外侧设置外部成型模块C；

所述的支撑部件A包括上下平行对称布置的上框3、下框7，左右平行对称布置的左框4、右框6，所述的上框3、下框7、左框4、右框6围成第一方筒结构，位于第一方筒结构的两端设置紧箍板16；

所述的内腔成型模块B包括位于上方左右平齐布置的第一上模芯22、第二上模芯21，位于左方上下平齐布置的上左模芯11、下左模芯17，位于右方上下平齐布置的上右模芯18、下右模芯13，和位于下方布置的下模芯12，所述的第一上模芯22、第二上模芯21、上左模芯11、下左模芯17、上右模芯18、下右模芯13、下模芯12围成第二方筒结构，位于第二方筒结构的两端分设有前法兰14、后法兰23，位于前法兰14的内侧紧贴前法兰14的左右内壁分设有左前筋19、右前筋10；

所述的外部成型模块C包括上下平行对称布置的上压板1、下压板9，左右平行对称布置的左侧压板20、右侧压板8，前后平行对称布置的前压板15、后压板5，所述的上压板1、下压板9、左侧压板20、右侧压板8、前压板15、后压板5围成密封方腔。

进一步的，所述的紧箍板16包括位于第一方筒结构的四个角部依次布置的折板，四个角部的折板均紧贴于其所在的角部。

再进一步的，所述的前压板15、后压板5上设置定位孔和/或定位销，所述的外部成型模块C通过前压板15、后压板5上的定位孔和/或定位销与内腔成型模块B连接。

再进一步的，所述的阳模内预埋航空铝材连接件，再填充碳纤维复合材料。

下述箱体产品、箱体零件、箱体零件产品均为本实用新型需要成型的产品--箱体。

参照图1，本实用新型箱体成型件2即为箱体产品，为航空、航天等设备的电器箱，其采用材料为碳纤维T700预浸料，通过本实用新型模具在热压罐中加热加压固化一次成型。

图1为本实用新型实际工作状态的爆炸图，图中箱体成型件2为所制作的箱体零件，上框3、左框4、右框6、下框7、紧箍板16构成支撑部件A；右前筋10、上左模芯11、下模芯12、下右模芯13、前法兰14、下左模芯17、上右模芯18、左前筋19、第二上模芯21、第一上模芯22、后法兰23构成内腔成型模块B；下压板9、上压板1、后压板5、右侧压板8、前压板15、左侧压板20、构成外部成型模块C。

在对箱体成型件2制作时，首先，将支撑部件A与内腔成型模块B组装，形成一个与箱体零件内腔相吻合的阳模；其次，在阳模上预埋航空铝材连接件，并将需要的碳纤维预浸料铺贴在模具上，这里包括阳模上的下模芯12的凹槽部分以及左前筋19、右前筋10的凹槽部分均铺贴填实；这里说明下航空铝材连接件，其是箱体零件上与电器元件的连接位位置，阳模上位于这些位置预留相应固定孔供航空铝材连接件放置；然后将外部成型模块C安装在碳纤维预浸料(即箱体成型件2)上，外部成型模块C通过后压板5、前压板15上的定位孔、定位销与内腔成型模块B对应位置连接实现定位；然后装配好的模具送入热压罐内，并进行抽真空操作，这里，抽真空操作可以在装配好的模具送入热压罐之前，或者也可以在模具送入热压罐同时操作；这里说明下抽真空的目的，由于碳纤维预浸料铺贴在模具上是存在材料铺贴不严密的，特别是如下模芯12的凹槽部分等的凹槽结构材料的铺贴，本申请采用在模具外部加装真空袋以及抽真空附件(包括包覆碳纤维预浸料、也就是包覆箱体成型件2的软质透气毡子，以及位于真空袋两端的抽真空接嘴、接头；设置软质透气毡子的作用其一通过其上的透气孔起到导气作用，避免真空袋膜直接贴在碳纤维预浸料光滑件面，出现抽真空不均匀，导致箱体成型件2成型效果偏差，起到使得真空袋内达到相同的真空度，进一步保证箱体成型件2的均匀成型效果；其二也是避免模具具有的角棱扎破真空袋、导致抽真空效果不好甚至失效的问题。)抽真空至-100KPa，热压罐内充入800KPa压缩空气，并加热直到碳纤维预浸料固化完全；最后，将冷却的模具，依次一一拆卸外部成型模块C(这里按照拆模习惯依次拆卸外部成型模块C，如依次拆卸前压板15、后压板5、上压板1、下压板9、左侧压板20、右侧压板8)内腔成型模块B(同样的这里按照拆模习惯依次拆卸内腔成型模块B，如先拆卸前法兰14、后法兰23，再拆卸左前筋19、右前筋10，再依次拆卸第二方筒结构)，得到整体的箱体零件。

此外，本实用新型模具的板块加工采用高精度的数控加工中心加工，保证模具本身精度；且需要拆卸部分添加了拔模角度，脱模简单。

本实用新型支撑部件A、内腔成型模块B、外部成型模块C均采用分块结构，分块的结构形式即能使脱模简便，又可以对模具分块维修，加工简单。

基于上述，本实用新型的成型模具结构，由位于内部的支撑部件A以及内腔成型模块B、外部成型模块C组成。支撑部件A为模具提供结构支持，使内腔成型模块B能准确定位，在热压罐中固化加压过程中，支持模具在800KPa正压、-100KPa负压条件下不垮塌。内腔成型模块B成型箱体零件产品内腔所有结构特征，并保证其形状、位置精度；外部成型模块C成型箱体零件产品外部形状特征，并传递压力，使零件具有良好的密实度。

采用本实用新型生产得到的箱体零件产品，一次成型，固化成型箱体所有特征，无需后续组装，最大限度提高了箱体零件产品的结构强度；且箱体零件产品内部形状与模具一致，尺寸精度达到0.1mm，并配合抽真空操作能够进一步达到高尺寸精度；同时减少了现有的采用铆接等工序所需的额外加固部位重量及螺母重量。

Claims (4)

1.一种航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，其特征在于：包括支撑部件(A),支撑部件(A)内侧设置内腔成型模块(B),所述的支撑部件(A)与内腔成型模块(B)构成与箱体成型件(2)内腔相吻合的阳模，支撑部件(A)外侧设置外部成型模块(C)；

所述的支撑部件(A)包括上下平行对称布置的上框(3)、下框(7)，左右平行对称布置的左框(4)、右框(6)，所述的上框(3)、下框(7)、左框(4)、右框(6)围成第一方筒结构，位于第一方筒结构的两端设置紧箍板(16)；

所述的内腔成型模块(B)包括位于上方左右平齐布置的第一上模芯(22)、第二上模芯(21)，位于左方上下平齐布置的上左模芯(11)、下左模芯(17)，位于右方上下平齐布置的上右模芯(18)、下右模芯(13)，和位于下方布置的下模芯(12)，所述的第一上模芯(22)、第二上模芯(21)、上左模芯(11)、下左模芯(17)、上右模芯(18)、下右模芯(13)、下模芯(12)围成第二方筒结构，位于第二方筒结构的两端分设有前法兰(14)、后法兰(23)，位于前法兰(14)的内侧紧贴前法兰(14)的左右内壁分设有左前筋(19)、右前筋(10)；

所述的外部成型模块(C)包括上下平行对称布置的上压板(1)、下压板(9)，左右平行对称布置的左侧压板(20)、右侧压板(8)，前后平行对称布置的前压板(15)、后压板(5)，所述的上压板(1)、下压板(9)、左侧压板(20)、右侧压板(8)、前压板(15)、后压板(5)围成密封方腔。

2.根据权利要求1所述的航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，其特征在于：所述的紧箍板(16)包括位于第一方筒结构的四个角部依次布置的折板，四个角部的折板均紧贴于其所在的角部。

3.根据权利要求1或2所述的航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，其特征在于：所述的前压板(15)、后压板(5)上设置定位孔和/或定位销，所述的外部成型模块(C)通过前压板(15)、后压板(5)上的定位孔和/或定位销与内腔成型模块(B)连接。

4.根据权利要求3所述的航空航天用碳纤维复合材料箱体成型模，其特征在于：所述的阳模内预埋航空铝材连接件，再填充碳纤维复合材料。