复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构及制造方法

1.本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构及制造方法。


背景技术：

2.先进复合材料因其具有的高比强度、比刚度、耐腐蚀、耐疲劳及性能可设计等优点，已经在航空领域广泛应用。特别在近十几年航空产品的发展中，先进客机结构的复合材料用量已经在50％以上。复合材料在飞机结构的使用部位也从副翼、襟翼、升降舵、方向舵等次承力结构向机翼、机身等主承力结构发展。
3.伴随着航空技术的迅猛发展，飞机机翼类结构应用复合材料的情况越来越多。而航空类产品对重量十分敏感，为追求飞机更高的性能，不断应用新的思想，创造新的结构形式以减轻结构重量。同时，飞机长期在各类大气环境下服役，面临着雨雪天气的考验，在减轻结构重量的同时对水密性能提出了更高的要求。急需发挥复合材料材料与结构同时成型的优势，在减轻结构重量的同时，不断创新出新的可制造的结构形式，提升机翼类结构的水密特性。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构及制造方法，以解决上述现有技术存在的问题，能够减轻复合材料机翼类结构重量，保证机翼类结构具有良好的水密特性，保证了机翼内设备及后缘内填充物性能的稳定。
5.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
6.本发明提供一种复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构，包括一体固化成型的机翼上壁板蒙皮、机翼后缘蒙皮、壁板长桁和槽型后梁，所述机翼上壁板蒙皮的后缘设置所述机翼后缘蒙皮，所述机翼上壁板蒙皮的下翼面一侧设置所述壁板长桁，所述壁板长桁上设置长桁立筋，所述长桁立筋中间设置长桁立筋夹层，所述壁板长桁靠近后缘的一端设置所述槽型后梁，所述槽型后梁位于所述机翼后缘蒙皮内侧，所述槽型后梁与所述机翼后缘蒙皮构成的后缘空间内填充后缘内填充物。
7.本发明还提供一种以上所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，包括以下步骤：
8.s1：采用湿法预浸料在第一模具表面铺设所述机翼上壁板蒙皮及机翼后缘上翼面蒙皮，并预留出机翼后缘下翼面蒙皮铺设所需预浸料；
9.s2：在s1中铺设的所述机翼上壁板蒙皮内侧采用湿法预浸料铺设所述壁板长桁的前部长桁缘条和所述长桁立筋，并在所述前部长桁缘条内侧放置第二模具辅助所述前部长桁缘条和所述长桁立筋的铺设；
10.s3：在s2中铺设的所述长桁立筋中间放置所述长桁立筋夹层；
11.s4：在s1中铺设的所述机翼上壁板蒙皮内侧且在s2中铺设的所述长桁立筋的后
方，继续铺设所述壁板长桁的后部长桁缘条和所述槽型后梁的上翼面板，并预留出所述槽型后梁的腹板与下翼面板铺设所需预浸料，在所述后部长桁缘条内侧放置第三模具辅助所述后部长桁缘条的铺设；
12.s5：在所述槽型后梁的上翼面板内侧放置槽型后梁模具，将预留的所述槽型后梁的腹板与下翼面板铺设所需预浸料反向铺设在所述槽型后梁模具上方；
13.s6：在s1中铺设的所述机翼后缘上翼面蒙皮内侧且在s5中铺设好的所述槽型后梁后方放置所述后缘内填充物，将预留的所述机翼后缘下翼面蒙皮铺设所需预浸料反向铺设在所述后缘内填充物及所述槽型后梁的下翼面板上；
14.s7：将s6中铺设完成的预浸料、所述第一模具、所述第二模具、所述第三模具、所述槽型后梁模具、所述长桁立筋夹层和所述后缘内填充物整体固化，形成一体化结构；
15.s8：取下所述第二模具、所述第三模具和所述槽型后梁模具后，将固化的制件从所述第一模具上取下；
16.s9：对固化的制件边缘进行打磨，涂覆密封剂，无损检测后，完成所述复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制备。
17.优选地，所述机翼上壁板蒙皮和所述机翼后缘蒙皮铺设预浸料厚度为0.5～3mm。
18.优选地，所述前部长桁缘条、所述长桁立筋、所述后部长桁缘条和所述槽型后梁铺设预浸料厚度为0.5～4mm。
19.优选地，所述后缘内填充物由泡沫或蜂窝材料制作。
20.优选地，所述长桁立筋夹层为复合材料预浸料、泡沫或蜂窝材料，铺设厚度为1～3mm。
21.优选地，在固化前，将s6中铺设完成的预浸料、所述第一模具、所述第二模具、所述第三模具、所述槽型后梁模具、所述长桁立筋夹层和所述后缘内填充物整体置于真空袋中，对所述真空袋抽真空处理，然后连同所述真空袋一起固化处理。
22.优选地，步骤s7中，在热压罐中进行固化，固化温度为120～180℃，固化保温时间为120～180min，所述热压罐中压力为0.6mpa。
23.本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
24.本发明提供的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构及制造方法，机翼上壁板蒙皮、机翼后缘蒙皮、壁板长桁和槽型后梁一体成型制造，没有结构分离面，减少了槽型后梁、机翼后缘与上壁板结构机械连接，减少了连接所使用的紧固件或胶黏剂，有效地减轻了结构重量，同时保证了机翼类结构具有良好的水密特性，在雨雪天气下，保证了机翼整体结构的水密特性，进而保证了机翼内设备及后缘内填充物性能的稳定。
附图说明
25.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
26.图1为本发明提供复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制造方法原理示意图；
27.图2为本发明提供的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的结构示意图；
28.图中：1-机翼上壁板蒙皮、2-机翼后缘蒙皮、3-壁板长桁、4-槽型后梁、5-长桁立筋、6-长桁立筋夹层、7-后缘内填充物、8-第一模具、9-机翼后缘上翼面蒙皮、10-机翼后缘下翼面蒙皮、11-前部长桁缘条、12-第二模具、13-后部长桁缘条、14-上翼面板、15-腹板、16-下翼面板、17-第三模具、18-槽型后梁模具
具体实施方式
29.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
30.本发明的目的是提供一种复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构及制造方法，以解决现有技术存在的问题，能够减轻复合材料机翼类结构重量，保证机翼类结构具有良好的水密特性，保证了机翼内设备及后缘内填充物性能的稳定。
31.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
32.如图1-图2所示，本实施例提供一种复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构，包括一体固化成型的机翼上壁板蒙皮1、机翼后缘蒙皮2、壁板长桁3和槽型后梁4，机翼上壁板蒙皮1的后缘设置机翼后缘蒙皮2，机翼上壁板蒙皮1的下翼面一侧设置壁板长桁3，壁板长桁3上设置长桁立筋5，两个长桁立筋5中间设置长桁立筋夹层6，壁板长桁3靠近后缘的一端设置槽型后梁4，槽型后梁4位于机翼后缘蒙皮2内侧，槽型后梁4与机翼后缘蒙皮2构成的后缘空间内填充后缘内填充物7。
33.机翼上壁板蒙皮1、机翼后缘蒙皮2、壁板长桁3和槽型后梁4一体固化成型制造，没有结构分离面，减少了槽型后梁、机翼后缘与上壁板结构机械连接，减少了连接所使用的紧固件或胶黏剂，有效地减轻了结构重量，同时保证了机翼类结构具有良好的水密特性，在雨雪天气下，保证了机翼整体结构的水密特性，进而保证了机翼内设备及后缘内填充物7性能的稳定。其中，机翼后缘蒙皮2包括一体固化成型的机翼后缘上翼面蒙皮9和机翼后缘下翼面蒙皮10。
34.一种以上所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，包括以下步骤：
35.s1：采用湿法预浸料在第一模具8表面铺设机翼上壁板蒙皮1及机翼后缘上翼面蒙皮9，并预留出机翼后缘下翼面蒙皮10铺设所需预浸料；
36.s2：在s1中铺设的机翼上壁板蒙皮1内侧采用湿法预浸料铺设壁板长桁3的前部长桁缘条11和长桁立筋5，并在前部长桁缘条11内侧放置第二模具12辅助前部长桁缘条11和长桁立筋5的铺设；
37.s3：在s2中铺设的长桁立筋5中间放置长桁立筋夹层6；
38.s4：在s1中铺设的机翼上壁板蒙皮1内侧且在s2中铺设的长桁立筋5的后方，继续铺设壁板长桁3的后部长桁缘条13和槽型后梁4的上翼面板14，并预留出槽型后梁4的腹板
15与下翼面板16铺设所需预浸料，在后部长桁缘条13内侧放置第三模具17辅助后部长桁缘条13的铺设；
39.s5：在槽型后梁4的上翼面板14内侧放置槽型后梁模具18，将预留的槽型后梁4的腹板15与下翼面板16铺设所需预浸料反向铺设在槽型后梁模具18上方；
40.s6：在s1中铺设的机翼后缘上翼面蒙皮9内侧且在s5中铺设好的槽型后梁4后方放置后缘内填充物7，将预留的机翼后缘下翼面蒙皮10铺设所需预浸料反向铺设在后缘内填充物7及槽型后梁4的下翼面板16上；
41.s7：将s6中铺设完成的预浸料、第一模具8、第二模具12、第三模具17、槽型后梁模具18、长桁立筋夹层6和后缘内填充物7整体固化，形成一体化结构；
42.s8：取下第二模具12、第三模具17和槽型后梁模具18后，将固化的制件从第一模具8上取下；
43.s9：对固化的制件边缘进行打磨，涂覆密封剂，无损检测后，完成复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制备。
44.机翼上壁板蒙皮1和机翼后缘蒙皮2铺设预浸料厚度为0.5～3mm，优选为1mm。
45.前部长桁缘条11、长桁立筋5、后部长桁缘条13和槽型后梁4铺设预浸料厚度为0.5～4mm，优选为2mm。
46.后缘内填充物7由泡沫或蜂窝材料制作。
47.长桁立筋夹层6为复合材料预浸料、泡沫或蜂窝材料，铺设厚度为1～3mm，优选为1mm。
48.在固化前，将s6中铺设完成的预浸料、第一模具8、第二模具12、第三模具17、槽型后梁模具18、长桁立筋夹层6和后缘内填充物7整体置于真空袋中，对真空袋抽真空处理，然后连同真空袋一起固化处理。
49.步骤s7中，在热压罐中进行固化，固化温度为120～180℃，固化保温时间为120～180min，热压罐中压力为0.6mpa。
50.下面以具体实例对本发明技术方案作详细说明。
51.本发明所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，具体包括如下步骤：
52.步骤1：清洁第一模具8表面，涂覆脱模剂后，采用碳纤维树脂基复合材料预浸料铺设机翼上壁板蒙皮1及机翼后缘上翼面蒙皮9，机翼上壁板蒙皮1及机翼后缘上翼面蒙皮9的厚度优选为0.5～3mm，更优选为1mm，铺层顺序优选为[45/-45/0/90]s，并预留出机翼后缘下翼面蒙皮10铺设所需预浸料。
[0053]
步骤2：在步骤1铺设好的机翼上壁板蒙皮1预浸料内侧，采用碳纤维树脂基复合材料预浸料铺设壁板长桁3的前部长桁缘条11和长桁立筋5，在第二模具12表面涂覆脱模剂后，放置第二模具12辅助长桁立筋5及前部长桁缘条11的铺设，前部长桁缘条11厚度优选为0.5～4mm，更优先为2mm，长桁立筋5高度优选为20～40mm，更优选为26mm，铺层顺序优选为[45/-45/0/90]
2s
。
[0054]
步骤3：在步骤2铺设好的长桁立筋5中间放置长桁立筋夹层6，长桁立筋夹层6优选为复合材料预浸料、泡沫或蜂窝材料，本实施例中选择复合材料预浸料，厚度优选为1～3mm，更优选为1mm，铺层顺序优选为[45/-45/0/90]s。
[0055]
步骤4：在步骤1铺设好的机翼上壁板蒙皮1预浸料内侧且在步骤2铺设好的长桁立筋5后方，继续铺设壁板长桁3的后部长桁缘条13和槽型后梁4的上翼面板14，并预留槽型后梁4的腹板15与下翼面板16铺设所需预浸料。长桁立筋5后方放置涂覆了脱模剂的第三模具17，在槽型后梁模具18表面涂覆脱模剂，放上槽型后梁模具18后，将预留的槽型后梁4的腹板15与下翼面板16预浸料反向铺设在槽型后梁模具18上方，铺层厚度优选为0.5～4mm，更优选为2mm，铺层顺序优选为[45/-45/0/90]
2s
。长桁立筋5到槽型后梁4的间距优选为100～200mm，更优选为115mm。
[0056]
步骤5：在步骤1铺设好的机翼后缘上翼面蒙皮9预浸料内侧且在步骤4铺设好的槽型后梁4后方放置后缘内填充物7，后缘内填充物优选由泡沫、蜂窝材料制作，更优选由泡沫制作。
[0057]
步骤6：将步骤1预留的机翼后缘下翼面蒙皮10铺设所需预浸料反向铺设在步骤5完成的后缘内填充物7及步骤4完成的机翼槽型后梁4的下翼面板16上。
[0058]
步骤7：在完成的制件上方覆盖真空袋，使用密封胶在第一模具8上方周圈将密封袋与第一模具8粘连，对真空袋抽真空。
[0059]
步骤8：将制件与各模具放入热压罐进行固化，所述固化的温度优选为120～180℃，更优选为180℃；保温时间优选为120～180min，更优选为180min。热压罐内压力优选为0.6mpa。
[0060]
步骤9：将固化后的制件取出，揭起真空袋后，依次取出第二模具12、第三模具17和槽型后梁模具18，将制件从第一模具8上取下。
[0061]
步骤10：对制件边缘进行打磨，涂覆密封剂，无损检测后完成复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制备。制备完成的结构参见图2。
[0062]
本发明提供的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构，减少了对接或搭接材料，减少了连接所使用的紧固件或胶黏剂，有效地减轻了结构重量，相对于传统机翼构型分别制造后梁与上下翼面壁板，采用紧固件连接，上翼面壁板与后缘分别制造后组装的结构形式，本发明沿翼展方向每米可减轻结构重量1.06kg，较传统构型减重10.8％，提升了飞机综合性能。
[0063]
本发明机翼上壁板蒙皮1、机翼后缘蒙皮2、壁板长桁3和槽型后梁4一体成型制造，没有结构分离面，保证了机翼类结构具有良好的水密特性，在雨雪天气下，保证了机翼整体结构的水密特性，进而保证了机翼内设备及后缘内填充物性能的稳定。
[0064]
本发明通过将机翼上壁板蒙皮1、机翼后缘蒙皮2、壁板长桁3和槽型后梁4一体固化成型制造，仅需制备一套模具，减少了各部件分别制造所需多套模具以及多个固化流程对热压罐的占用，减少了部件装配时所需额外辅助工装及连接工作量，极大地减少了工时消耗及加工制造成本，提升了制造效率。
[0065]
本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

技术特征：
1.一种复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构，其特征在于：包括一体固化成型的机翼上壁板蒙皮、机翼后缘蒙皮、壁板长桁和槽型后梁，所述机翼上壁板蒙皮的后缘设置所述机翼后缘蒙皮，所述机翼上壁板蒙皮的下翼面一侧设置所述壁板长桁，所述壁板长桁上设置长桁立筋，所述长桁立筋中间设置长桁立筋夹层，所述壁板长桁靠近后缘的一端设置所述槽型后梁，所述槽型后梁位于所述机翼后缘蒙皮内侧，所述槽型后梁与所述机翼后缘蒙皮构成的后缘空间内填充后缘内填充物。2.一种权利要求1中所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，其特征在于，包括以下步骤：s1：采用湿法预浸料在第一模具表面铺设所述机翼上壁板蒙皮及机翼后缘上翼面蒙皮，并预留出机翼后缘下翼面蒙皮铺设所需预浸料；s2：在s1中铺设的所述机翼上壁板蒙皮内侧采用湿法预浸料铺设所述壁板长桁的前部长桁缘条和所述长桁立筋，并在所述前部长桁缘条内侧放置第二模具辅助所述前部长桁缘条和所述长桁立筋的铺设；s3：在s2中铺设的所述长桁立筋中间放置所述长桁立筋夹层；s4：在s1中铺设的所述机翼上壁板蒙皮内侧且在s2中铺设的所述长桁立筋的后方，继续铺设所述壁板长桁的后部长桁缘条和所述槽型后梁的上翼面板，并预留出所述槽型后梁的腹板与下翼面板铺设所需预浸料，在所述后部长桁缘条内侧放置第三模具辅助所述后部长桁缘条的铺设；s5：在所述槽型后梁的上翼面板内侧放置槽型后梁模具，将预留的所述槽型后梁的腹板与下翼面板铺设所需预浸料反向铺设在所述槽型后梁模具上方；s6：在s1中铺设的所述机翼后缘上翼面蒙皮内侧且在s5中铺设好的所述槽型后梁后方放置所述后缘内填充物，将预留的所述机翼后缘下翼面蒙皮铺设所需预浸料反向铺设在所述后缘内填充物及所述槽型后梁的下翼面板上；s7：将s6中铺设完成的预浸料、所述第一模具、所述第二模具、所述第三模具、所述槽型后梁模具、所述长桁立筋夹层和所述后缘内填充物整体固化，形成一体化结构；s8：取下所述第二模具、所述第三模具和所述槽型后梁模具后，将固化的制件从所述第一模具上取下；s9：对固化的制件边缘进行打磨，涂覆密封剂，无损检测后，完成所述复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制备。3.根据权利要求2所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，其特征在于：所述机翼上壁板蒙皮和所述机翼后缘蒙皮铺设预浸料厚度为0.5～3mm。4.根据权利要求2所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，其特征在于：所述前部长桁缘条、所述长桁立筋、所述后部长桁缘条和所述槽型后梁铺设预浸料厚度为0.5～4mm。5.根据权利要求2所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，其特征在于：所述后缘内填充物由泡沫或蜂窝材料制作。6.根据权利要求2所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构，其特征在于：所述长桁立筋夹层为复合材料预浸料、泡沫或蜂窝材料，铺设厚度为1～3mm。7.根据权利要求2所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，
其特征在于：在固化前，将s6中铺设完成的预浸料、所述第一模具、所述第二模具、所述第三模具、所述槽型后梁模具、所述长桁立筋夹层和所述后缘内填充物整体置于真空袋中，对所述真空袋抽真空处理，然后连同所述真空袋一起固化处理。8.根据权利要求2所述的复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构的制作方法，其特征在于：步骤s7中，在热压罐中进行固化，固化温度为120～180℃，固化保温时间为120～180min，所述热压罐中压力为0.6mpa。

技术总结
本发明公开了一种复合材料机翼加筋壁板与后梁后缘一体化结构及制作方法，涉及航空技术领域，包括一体固化成型的机翼上壁板蒙皮、机翼后缘蒙皮、壁板长桁和槽型后梁，所述机翼上壁板蒙皮的后缘设置所述机翼后缘蒙皮，所述机翼上壁板蒙皮的下翼面一侧设置所述壁板长桁，所述壁板长桁上设置长桁立筋，所述长桁立筋中间设置长桁立筋夹层，所述壁板长桁靠近后缘的一端设置所述槽型后梁，所述槽型后梁位于所述机翼后缘蒙皮内侧，所述槽型后梁与所述机翼后缘蒙皮构成的后缘空间内填充后缘内填充物。本发明复合材料结构一体化程度高，机翼结构重量轻，能够保证机翼类结构具有良好的水密特性，保证了机翼内设备及后缘内填充物性能的稳定。稳定。稳定。


技术研发人员：张驰 郑锡涛 闫雷雷 张鑫 朱珂宇 马世兴 刘子昂
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2022.12.16
技术公布日：2023/4/17