一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备

技术领域

本发明涉及复合材料零部件和航空航天制造技术领域，具体为一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备。

背景技术

随着复合材料在航空领域的应用普及，特别是近几年国内小型飞机、大型无人机、EVTOL短航时载人机等飞行器的快速发展，对于复合材料零部件制造提出了快速、经济、高质量研制要求。

传统的零件制造—部件装配模式，不但周期长，而且费用高、协调环节多、质量不容易保证。因此，发明一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备。

发明内容

鉴于上述和/或现有一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备中存在的问题，提出了本发明。

因此，本发明的目的是提供一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备，通过将大尺寸、复杂型面碳纤维复合材料零件成型模具和部件装配进行了结合，需要通过改进成型模具材料和结构形式，在模具设置高精度连接螺纹孔或定位孔，将所需定位器与模具结合，方便定位各交点、外形，同时，设置了上蒙皮压紧卡板用于机翼合模，能够解决上述提出现有的零件制造—部件装配模式，不但周期长，而且费用高、协调环节多、质量不容易保证的问题。

为解决上述技术问题，根据本发明的一个方面，本发明提供了如下技术方案：

一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备，其包括用于碳纤维复合材料下蒙皮成型的成型模具、用于定位于机身连接交点的第一定位器、用于定位后缘舵面交点的第二定位器、用于定位中间肋的第四定位器、用于定位前后梁的第五定位器、用于上蒙皮胶接压紧的卡板和其上设有第三连接螺栓的压紧卡板，所述成型模具与所述第一定位器、所述第二定位器、所述卡板和所述压紧卡板采用机械连接，所述压紧卡板与所述第一定位器、所述第二定位器、所述第四定位器、所述第五定位器和所述卡板采用机械连接，其中，成型模具用来进行碳纤维复合材料下蒙皮成型，以能够在碳纤维复合材料下蒙皮固化成型后不起模，直接安装第一定位器、第二定位器、第四定位器和第五定位器，待胶接定位后，再胶接卡板进行最终机翼合模胶接，完成机翼的制造。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述成型模具的材料设为20模具钢，所述第一定位器、所述第二定位器、所述第四定位器、所述第五定位器和所述卡板的材料设为7050铝合金。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述成型模具包括成型工作面和支撑框架，所述支撑框架的上表面设为成型工作面，且成型工作面的上表面设有若干压紧卡板。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述第一定位器包括第一产品耳片，所述第一产品耳片固定安装在压紧卡板上，所述第一产品耳片上通过螺丝固定安装第一定位块。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述第一定位块和所述第一产品耳片之间设有第一间隙补偿插片，所述第一定位块上设有第一连接螺栓。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述第二定位器包括第二产品耳片，所述第二产品耳片固定安装在压紧卡板上，所述第二产品耳片的一端固定安装第二定位块。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述第二定位块和所述第二产品耳片之间设有第二间隙补偿插片，所述第二定位块上设有第二连接螺栓。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述第四定位器包括第一转接板，所述第一转接板固定安装在压紧卡板上，所述第一转接板的一端设有第一定位孔，所述第一转接板的另一端设有第三定位块。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述第五定位器包括第二转接板，所述第二转接板的一端固定安装在压紧卡板上，所述第二转接板的另一端设有第二定位孔。

作为本发明所述的一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备的一种优选方案，其中：所述卡板包括机翼型面、第一横卡板和第二横卡板，两组所述压紧卡板之间设有机翼型面，所述第一横卡板和所述第二横卡板均固定安装在压紧卡板上，且第一横卡板和第二横卡板均与机翼型面相接触，所述第二转接板的另一端固定安装在第二横卡板上。

与现有技术相比：

通过将大尺寸、复杂型面碳纤维复合材料零件成型模具和部件装配进行了结合，需要通过改进成型模具材料和结构形式，在模具设置高精度连接螺纹孔或定位孔，将所需定位器与模具结合，方便定位各交点、外形，同时，设置了上蒙皮压紧卡板用于机翼合模，以能够极大缩短机翼制造研制周期，降低研制费用，提高产品质量。

附图说明

图1为本发明结构示意图；

图2为本发明第一定位器结构示意图；

图3为本发明第二定位器结构示意图；

图4为本发明第三定位器结构示意图；

图5为本发明第四定位器结构示意图；

图6为本发明第五定位器结构示意图；

图7为本发明卡板结构示意图。

图中：成型模具10、成型工作面11、支撑框架12、第一定位器20、第一产品耳片21、第一间隙补偿插片22、螺丝23、第一定位块24、第一连接螺栓25、第二定位器30、第二产品耳片31、第二间隙补偿插片32、第二定位块33、第二连接螺栓34、第四定位器40、第一定位孔41、第一转接板42、第三定位块43、第五定位器50、第二定位孔51、第二转接板52、卡板60、机翼型面62、第一横卡板63、第二横卡板64、压紧卡板70、第三连接螺栓71。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步地详细描述。

本发明提供一种碳纤维复合材料蒙皮成型和机翼部件装配的复合性工艺装备，请参阅图1-图7，包括用于碳纤维复合材料下蒙皮成型的成型模具10、用于定位于机身连接交点的第一定位器20、用于定位后缘舵面交点的第二定位器30、用于定位中间肋的第四定位器40、用于定位前后梁的第五定位器50、用于上蒙皮胶接压紧的卡板60和其上设有第三连接螺栓71的压紧卡板70，成型模具10与第一定位器20、第二定位器30、卡板60和压紧卡板70采用机械连接，压紧卡板70与第一定位器20、第二定位器30、第四定位器40、第五定位器50和卡板60采用机械连接，其中，成型模具10用来进行碳纤维复合材料下蒙皮成型，以能够在碳纤维复合材料下蒙皮固化成型后不起模，直接安装第一定位器20、第二定位器30、第四定位器40和第五定位器50，待胶接定位后，再胶接卡板60进行最终机翼合模胶接，完成机翼的制造，其中，应根据产品进行设计，由于产品尺寸较大，还应进行温度偏差补偿计算；定位器交点、形位控制数字量协调，控制公差尺寸，满足产品设计要求；压紧卡板70主要用于定位器生根及机翼胶合时外形控制，成型模具10的材料设为20模具钢，第一定位器20、第二定位器30、第四定位器40、第五定位器50和卡板60的材料设为7050铝合金。

成型模具10包括成型工作面11和支撑框架12，支撑框架12的上表面设为成型工作面11，且成型工作面11的上表面设有若干压紧卡板70，其中：成型模具10可用于机翼下蒙皮的铺贴、固化，并设置有与各定位器、压紧卡板高精度连接的螺纹孔。

第一定位器20包括第一产品耳片21，第一产品耳片21固定安装在压紧卡板70上，第一产品耳片21上通过螺丝23固定安装第一定位块24，第一定位块24和第一产品耳片21之间设有第一间隙补偿插片22，第一定位块24上设有第一连接螺栓25，第一定位块24通过第一连接螺栓25安装在成型模具10上；其中：第一定位器20与成型模具10上的精制螺纹孔连接，与产品上接头用高精度定位销定位，其定位孔镶嵌钢衬套。

第二定位器30包括第二产品耳片31，第二产品耳片31固定安装在压紧卡板70上，第二产品耳片31的一端固定安装第二定位块33，第二定位块33和第二产品耳片31之间设有第二间隙补偿插片32，第二定位块33上设有第二连接螺栓34，第二定位块33通过第二连接螺栓34安装在成型模具10上；其中：第二定位器30与成型模具10上的精制螺纹孔连接，与产品上接头用高精度定位销定位。

第四定位器40包括第一转接板42，第一转接板42固定安装在压紧卡板70上，第一转接板42的一端设有第一定位孔41，第一转接板42的另一端设有第三定位块43；其中：第四定位器40与第一横卡板63上的精制螺纹孔连接，与产品上接头用高精度定位销定位。

第五定位器50包括第二转接板52，第二转接板52的一端固定安装在压紧卡板70上，第二转接板52的另一端设有第二定位孔51；其中：第五定位器50与第二横卡板64上的精制螺纹孔连接，与产品上接头用高精度定位销定位。

卡板60包括机翼型面62、第一横卡板63和第二横卡板64，两组压紧卡板70之间设有机翼型面62，第一横卡板63和第二横卡板64均固定安装在压紧卡板70上，且第一横卡板63和第二横卡板64均与机翼型面62相接触，第二转接板52的另一端固定安装在第二横卡板64上，第一转接板42的一端固定在第一横卡板63上；其中：卡板60与模具上的精制螺纹孔连接，机翼型面62外形与产品外形面一致。

具体操作时，先在成型模具10上进行机翼下蒙皮的铺贴、固化炉或热压罐成型，不起模进入装配环节。安装机身连接的第一定位器20定位连接第一产品耳片21，安装后缘舵面交点的第二定位器30定位连接第二产品耳片31，安装中间肋的第四定位器40和安装前后梁的第五定位器50定位安装前后梁和中间肋，并进行胶接、固化。取下第一横卡板63和第二横卡板64，安装上蒙皮并胶接，用压紧卡板70进行压紧，固化24小时。拆除压紧卡板70及各定位器，取下机翼，完成胶接装配。

虽然在上文中已经参考实施方式对本发明进行了描述，然而在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本发明所披露的实施方式中的各项特征均可通过任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本发明并不局限于文中公开的特定实施方式，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。