一種飛機複合材料隔框結構製造及設計方法與流程
2023-12-05 12:39:26 2
本發明屬於飛機結構設計技術領域，尤其涉及一種飛機複合材料隔框結構製作及設計方法。
背景技術：
眾所周知，在飛機設計中，複合材料以其比剛度/比強度高、耐腐蝕、抗疲勞等優異性能，越來越廣泛的應用於飛機結構中。複合材料可有效降低飛機結構重量，提高飛機商用載荷；或者增加燃油量，提高飛機航程。另一方面，複合材料的應用可減少飛機結構檢查次數，提高檢查間隔，降低飛機維護成本，從而從根本上提高民用飛機在整個壽命服役期內的經濟效益。
國外先進民用飛機如空客A350及波音B787等飛機，其複合材料用量已佔飛機結構重量的50％以上，部位包括機身、機翼、尾翼蒙皮，機身隔框、地板梁、地板支柱、舷窗口框，機翼翼梁、翼肋等結構。伴隨著型號研製，已經形成了一套完整的飛機複合材料結構設計及製造的方法及流程。
國內目前在役的一些飛機結構中，90％以上都是鋁合金，複合材料用量極少，且均應用在次承力結構中，尚無飛機主承力結構應用複合材料的經驗，更缺乏復材結構設計分析製造及驗證的方法。因此，開展複合材料在民機結構中的應用技術研究，是提高我國民用飛機性能及市場競爭力的重要手段。
技術實現要素：
本發明的目的是提供一種飛機機身複合材料隔框結構的設計及製造方法，提升我國民用飛機結構應用複合材料的技術水平，為我國在研型號的改進及在役型號的改型提供技術支撐。
為達到上述目的，本發明採用的技術方案是：一種飛機複合材料隔框結構設計方法，包括
S10：確定所述複合材料隔框的設計要求
所述設計要求包括飛機總體布局與基本參數、設計載荷、材料與工藝要求、使用維護要求、完整性要求、重量要求、成本要求；
S20：根據所述設計要求確定飛機複合材料隔框的構型、材料及工藝方案
所述飛機複合材料隔框的構型為剪切帶與「C」形浮框相結合的構型，預浸料採用碳纖維織物，成形工藝採用手工鋪放與熱壓罐成形；
S30：所述複合材料隔框建模與分析
確定複合材料隔框結構：所述複合材料隔框的緣條在拉/壓極限載荷下應變小於許用應變，且在壓縮極限載荷下緣條不失穩；腹板在剪切極限載荷下應變小於許用應變，且不產生剪切失穩；
複合材料隔框參數化建模，並對模型進行優化。
進一步地，所述總體布局與基本參數包括機身橫截面尺寸、機身蒙皮及隔框分塊及分段要求；
所述設計載荷包括機身總體拉伸、壓縮、彎曲、剪切、扭轉載荷、客艙增壓載荷以及上述若干種載荷的疊加方法；
所述完整性要求包括剛度/強度要求、疲勞及損傷容限要求、結構安全係數的選取及適航規定的機身結構特殊承壓要求。
還提供了一種飛機複合材料隔框結構製造方法，對剪切帶與「C」形府框相結合的複合材料隔框進行製造，包括
設計製作所述複合材料隔框的工裝；所述工裝包括零件、固化平板、活動芯模、固定芯模、活動擋塊及；
所述固定芯模在長度方向上進行分段，並設有翹口，用於脫模；活動芯模用於零件立邊的鋪貼及加壓；固定芯模上設有臺階，用於限厚，所述臺階高度為零件厚度的下差；頂緊裝置用於將鋪貼完成的內部C形坯料緊實壓合；
確定工藝流程：所述工藝流程包括製備均壓蓋板、零件鋪貼組合、封裝固化、脫模、機加下料及質量檢查。
進一步地，所述固化平板、芯模、活動擋塊及預緊裝置均採用金屬材料製成。
進一步地，所述製備均壓蓋板過程為：
根據零件曲率及封裝後零件表面平整度要求需製造均壓蓋板；以成型工裝為母模，採用玻璃纖維預浸料鋪貼、固化與零件等厚度的工藝件，經過外形修正後，在工藝件外表面鋪貼、封裝、固化纖維增強的橡膠複合均壓蓋板，用於零件外表面型面的保證。
進一步地，所述零件鋪貼組合過程為：
分別根據鋪層表將兩組內部C形坯料緊實鋪貼至活動芯模和固定芯模上，C形坯料在單面餘量處鋪貼出彎邊，計算出R角填料的填充量並採用專用R角填料成形模具製作R角填料，用頂緊裝置將已鋪貼部分坯料的活動芯模與固定芯模靠緊，並於室溫採用真空袋封裝壓實，使得兩組內部C形坯料緊密貼合，根據鋪層角度要求鋪貼外部C形坯料，外部C形坯料兩側鋪貼處彎邊，兩次真空袋封裝壓實，確保各部分坯料的尺寸及位置關係。
進一步地，所述封裝固化過程為：
卸除頂緊裝置，按工藝順序放置輔助材料及均壓蓋板，封裝至固化平板，進熱壓罐固化。
進一步地，所述脫模過程為：
去除真空袋、均壓蓋板及相應輔助材料，採用脫模工具同時撬動兩次撬口位置，根據模具脫離順序進行脫模；撬動後，零件附於活動芯模和活動擋塊上，並與固定芯模脫離，再將零件與活動芯模、活動擋塊分離。
進一步地，所述機加下料過程為：
根據零件邊緣線進行機加下料，去除零件餘量，根據工裝材料在固化溫度時的熱膨脹係數與零件本身熱膨脹係數的差異對零件邊緣線的進行下料。
進一步地，所述質量檢查過程為：
通過將零件返回至成型模具檢查及相應尺寸檢測，零件外形尺寸測量合格，超聲無損檢測合格，空隙率測試合格，外觀質量良好。
本發明的飛機複合材料隔框結構製造及設計方法可為我國在研及在役民用飛機機身複合材料隔框結構的研製提供技術支撐，降低結構重量，提升飛機性能，降低使用維護成本，提高經濟效益。
附圖說明
此處的附圖被併入說明書中並構成本說明書的一部分，示出了符合本發明的實施例，並與說明書一起用於解釋本發明的原理。
圖1為本發明的機身整體優化模型；
圖2為本發明的隔框結構細節有限元模型；
圖3為本發明的隔框成形模具示意圖。
具體實施方式
為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例型的，旨在用於解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基於本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造型勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。下面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
在本發明的描述中，需要理解的是，術語「中心」、「縱向」、「橫向」、「前」、「後」、「左」、「右」、「豎直」、「水平」、「頂」、「底」、「內」、「外」等指示的方位或位置關係為基於附圖所示的方位或位置關係，僅是為了便於描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護範圍的限制。
一、飛機複合材料隔框結構設計
1、飛機複合材料隔框結構設計要求
1.1)總體布局與基本參數：包括機身橫截面尺寸、機身蒙皮及隔框分塊及分段情況；
1.2)設計載荷：包括機身總體拉伸、壓縮、彎曲、剪切、扭轉載荷、客艙增壓載荷以及上述若干種載荷的疊加方法；
1.3)材料與工藝要求：按適航要求，民用飛機零部件的製造需採用成熟的材料及製造工藝，並且所選用的材料及製造工藝需由經批准的材料規範及工藝規範以保證製件質量；
1.4)使用維護要求：包括飛機服役過程中的使用及維護的便利性；
1.5)完整性要求：包括剛度/強度要求、疲勞及損傷容限要求、結構安全係數的選取及適航規定的機身結構特殊承壓要求；
1.6重量要求：包括零部件重量控制及減重要求；
1.7成本要求：包括對設計、分析、製造、試驗、使用、維護及報廢的整個服役周期內的成本控制要求。
2、飛機複合材料隔框結構構型、材料及工藝方案選取
根據常見機身隔框橫截面構型、國外先進民機機身複合材料隔框構型(見附圖1)以及國內目前應用較成熟的預浸料及成形工藝，確定採用剪切帶+「C」形浮框的構型，預浸料採用CF3052/BA9916-Ⅱ碳纖維織物，成形工藝採用手工鋪放+熱壓罐成形的方法。
3、飛機複合材料隔框結構詳細設計及分析
3.1)確定隔框結構設計準則：緣條在拉/壓極限載荷下應變小於許用應變，且在壓縮極限載荷下緣條不失穩；腹板在剪切極限載荷下應變小於許用應變，且不產生剪切失穩；
3.2)結構參數化建模，對整體模型進行參數優化分析(見附圖2)；
3.3)結構細節詳細建模，校核隔框整體及局部載荷水平，校核連接緊固件強度(見附圖3)；
3.4)根據分析結果調整局部細節設計，滿足結構設計要求。
二、飛機複合材料隔框結構製造
1、零件成形工裝設計：包括零件、固化平板、活動芯模、固定芯模、活動擋塊及預緊裝置；
將芯模在長度方向上進行分段，並在每段設計適當的翹口，便於脫模。活動芯模的設計是為了便於零件立邊的鋪貼及加壓。
固定芯模上的臺階為限厚臺階，臺階高度為零件厚度的下差，其作用為防止中央立邊過薄、防止中央立邊不能加壓、對零件立邊起支撐作用，預防R角過薄。
其中固化平板、芯模、活動擋塊及預緊裝置均採用金屬材料，金屬成形模具表面光潔度好，尺寸控制精良、使用壽命長久。頂緊裝置可將鋪貼完成的內部C形坯料緊實壓合，再將採用專用R角填料成形模具製作的R角填料填充至相應位置，在頂緊裝置作用下鋪貼外部C形坯料。活動芯模及活動擋塊長度方向均布撬口，用於脫模時模具的撬動，坯料鋪貼至活動芯模翻邊及活動擋塊處，使得脫模撬動時零件受力均勻。最外部可增加纖維增強的橡膠複合均壓蓋板，可均勻零件在熱壓罐中的受壓，保證零件外觀質量。
2、確定工藝流程：包括製備均壓蓋板、零件鋪貼組合、封裝固化、脫模、機加下料及質量檢查。
機身隔框零件結構形式雖然簡單，但由於零件曲率大，固化封裝時輔助材料不能規整的封裝於零件表面，不能保證零件的表面質量，因此需製造均壓蓋板。以成型工裝為母模，選用成本相對較低的玻璃纖維預浸料鋪貼、固化與零件等厚度的工藝件，經過外形修正後，在工藝件外表面鋪貼、封裝、固化纖維增強的橡膠複合均壓蓋板，用於零件外表面型面的保證。由於隔框為兩個C形零件的組合件，在組合區域需填充0°纖維，但填充區域表面易產生突起，因此在均壓蓋板製作時增加了0°纖維填充區域的剛度。
分別根據鋪層表將兩組內部C形坯料緊實鋪貼至活動芯模和固定芯模上，注意C形坯料在單面餘量處鋪貼出彎邊，計算出R角填料的填充量並採用專用R角填料成形模具製作R角填料。在頂緊裝置的作用下將已鋪貼部分坯料的活動芯模與固定芯模靠緊，並於室溫採用真空袋封裝壓實，使得兩組內部C 形坯料緊密貼合。將R角填料放置於準確位置，根據鋪層角度要求鋪貼外部C形坯料。外部C形坯料兩側鋪貼處彎邊，兩次真空袋封裝壓實，確保各部分坯料的尺寸及位置關係。
卸除頂緊裝置，按工藝順序放置相應輔助材料及均壓蓋板，封裝至固化平板，進熱壓罐固化。
去除真空袋、均壓蓋板及相應輔助材料，採用脫模工具同時撬動兩次撬口位置，根據模具脫離順序進行脫模。撬動後，零件附於活動芯模和活動擋塊上，並與固定芯模脫離，再將零件與活動芯模、活動擋塊分離。
根據零件邊緣線進行機加下料，去除零件餘量。下料前考慮工裝材料在固化溫度時的熱膨脹係數與零件本身熱膨脹係數的差異對零件邊緣線的影響。
通過將零件返回至成型模具檢查及相應尺寸檢測，零件外形尺寸測量合格，超聲無損檢測合格，空隙率測試合格，外觀質量良好。
本發明的飛機複合材料隔框結構設計及製造方法可為我國在研及在役民用飛機機身複合材料隔框結構的研製提供技術支撐，降低結構重量，提升飛機性能，降低使用維護成本，提高經濟效益。
以上所述，僅為本發明的最優具體實施方式，但本發明的保護範圍並不局限於此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術範圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發明的保護範圍之內。因此，本發明的保護範圍應以所述權利要求的保護範圍為準。