一种飞行器翼梁及其成型方法与流程

1.本发明涉及飞行器主支撑件的技术领域，尤其是涉及一种飞行器翼梁及其成型方法。


背景技术：

2.飞行器中的翼梁需要承受全部或大部分的弯矩和剪力，其截面通常为c型或工字型结构，且长度较长，因此，一般需要较强的刚度。现有技术中，翼梁通常采用金属，或金属材料与复合材料复合的形式制造，以确保翼梁的整体结构刚度。尤其相对于其端部，需要与飞行器的机身进行连接，且端部的受力更大，因此，其端部部位通常设计为金属件。
3.但是，翼梁的端部为金属件，存在电化学腐蚀的问题，且翼梁中含有金属件，会增加其整体重量，增加能耗。尤其针对新能源飞行器，如：大型太阳能无人机，对其能耗要求更高，因此，一种全复合材料的翼梁是非常有必要的。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种飞行器翼梁，以解决现有技术中存在的，金属材料的翼梁整体质量重，端部连接金属件时，结构刚度低；并且金属件与翼梁的端部之间容易存在电化学腐蚀的技术问题。
5.本发明提供的一种飞行器翼梁，翼梁是采用复合材料制作而成，复合材料增强体为碳纤维、玻璃纤维；
6.翼梁包括腹板及缘条；缘条垂直连接腹板的侧面；
7.腹板的端部设有支撑区域，在支撑区域的内侧连接有网格筋板，支撑区域与金属件连接，金属件与飞行器的机身连接。
8.进一步的，腹板为镂空结构；
9.腹板沿其宽度方向设有支撑筋，支撑筋的数量为多个；
10.相邻支撑筋之间为方形通槽。
11.进一步的，腹板上，在方形通槽下侧面位置设有第一弧形支撑区域，支撑筋的下端连接第一弧形支撑区域上；
12.支撑筋的上端连接腹板上，方形通槽的上侧面。
13.进一步的，腹板上，方形通槽的上侧面中间位置设有第二弧形支撑区域；
14.第一弧形支撑区域、第二弧形支撑区域相互错开设置。
15.进一步的，相邻第一弧形支撑区域、第二弧形支撑区域之间连接有碳管。
16.进一步的，第一弧形支撑区域设有第一安装端，第二弧形支撑区域设有第二安装端；
17.碳管的一端连接第一安装端，另一端连接第二安装端。
18.进一步的，第一安装端、第二安装端均为弧形槽，碳管的两端均具有弧形面。
19.本发明提供的一种飞行器翼梁的成型方法，包括如下步骤：
20.步骤一：对预浸料下料
21.使用下料机对碳纤维预浸料、玻璃纤维预浸料进行下料；
22.步骤二：在模具的表面铺贴预浸料
23.铺贴前，撕掉模具上部的pe膜，模具下部的离型纸不动，在模具的表面铺贴一层玻璃纤维预浸料，然后继续铺贴碳纤维预浸料；
24.铺贴时，由腹板至缘条依次铺贴；
25.铺贴网格筋板时，将网格筋板的预浸料压实；
26.步骤三：放置碳管
27.产品铺贴至一半厚度时，在腹板内放入碳管；
28.步骤四：在模具的表面铺贴玻璃纤维预浸料
29.在产品的最后一层，铺贴玻璃纤维预浸料；
30.步骤五：压紧模具
31.产品铺贴完毕后，撕掉模具下部的离型纸，将模具侧压块压紧在腹板与缘条之间的转角处；
32.步骤六：产品进罐固化
33.将模具转运至热压罐，在模具贴合产品根部处连接热电偶，然后对模具进行固化；
34.步骤七：产品脱模成型
35.固化结束后，将模具从热压罐取出，使产品与模具脱离，即可得到所需产品。
36.本发明提供的一种飞行器翼梁，具有以下技术效果：
37.翼梁采用复合材料制作而成，复合材料增强体为碳纤维、玻璃纤维，整个翼梁的质量轻，结构刚度高。两个缘条分别垂直连接腹板的两侧，对腹板的两侧支撑。在腹板的端部设置支撑区域，支撑区域提高了腹板端部的支撑力。支撑区域的内侧有网格筋板，网格筋板结构提高了腹板端部的结构刚度。翼梁内外表面铺贴的玻璃纤维预浸料，使翼梁端部的支撑区域与金属件连接时，能够防止翼梁与金属件之间产生的电化学腐蚀。
附图说明
38.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。
39.图1为本发明实施例提供的一种飞行器翼梁的局部示意图；
40.图2为本发明实施例提供的一种飞行器翼梁的局部俯视图；
41.图3为本发明实施例提供的一种飞行器翼梁的端部示意图；
42.图4为本发明实施例提供的一种飞行器翼梁的成型方法流程图。
43.图标：
44.100-腹板；200-缘条；
45.101-支撑区域；102-网格筋板；103-支撑筋；104-方形通槽；105-第一弧形支撑区域；106-第二弧形支撑区域；107-碳管；108-第一安装端；109-第二安装端。
具体实施方式
46.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。
47.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
48.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
49.如图1～3所示，本实施例提供的一种飞行器翼梁，翼梁是采用复合材料制作而成，复合材料增强体为碳纤维、玻璃纤维；
50.翼梁包括腹板100、两个缘条200；两个缘条200分别垂直连接腹板100的两个侧面；
51.腹板100的端部设有支撑区域101，在支撑区域101的内侧连接有网格筋板102，支撑区域101与金属件连接，金属件与飞行器的机身连接。
52.在上述实施例中，参照图1、图2，翼梁采用增强体为碳纤维、玻璃纤维的复合材料制作而成，整体结构刚度高，质量轻。参照图3，腹板100的两个端部均设置支撑区域101，支撑区域101为实心结构，提高了腹板100端部的结构刚度。在支撑区域101的内侧连接网格筋板102，网格筋板102也采用增强体为碳纤维、玻璃纤维的复合材料制作而成，网格筋板102能够增加支撑区域101的结构刚度。
53.在本实施例中，网格筋板102为纵横交错连接的网格结构，网格为方形。在其他实施例中，网格筋板102的网格还可以设置为菱形、三角形等结构。
54.本技术在腹板100的端部连接网格筋板102，与金属件连接后，再与飞行器的机身连接，由于翼梁、网格筋板102内外表面均有玻璃纤维预浸料，与金属件连接时，能够防止翼梁与金属件之间产生的电化学腐蚀。
55.作为本实施例的进一步改进，参照图3，腹板100为镂空结构；
56.腹板100沿其宽度方向设有支撑筋103，支撑筋103的数量为多个；
57.相邻支撑筋103之间为方形通槽104。
58.在上述实施例中，腹板100为镂空结构，降低了整体的质量。
59.在腹板100的宽度方向设置多个支撑筋103，利用多个支撑筋103对腹板100的中间位置进行支撑，提高了腹板100中间位置的支撑力。
60.支撑筋103为条形结构。在其他实施例中，支撑筋103的形状还可以根据需要设置为上窄下宽的三角形结构、梯形结构。
61.相邻支撑筋103之间形成方形通槽104，利用多个方形通槽104减轻腹板100的质量。实际使用时，方形通槽104还可以根据需要设置为三角形、梯形等形状。
62.作为本实施例的进一步改进，参照图3，腹板100上，在方形通槽104下侧面位置设有第一弧形支撑区域105，支撑筋103的下端连接第一弧形支撑区域105上；
63.支撑筋103的上端连接腹板100上，方形通槽104的上侧面。
64.在上述实施例中，在腹板100上，方形通槽104下侧位置，向内侧方向设置多个第一弧形支撑区域105，第一弧形支撑区域105的弧面凸起方向朝向腹板100的内侧，利用多个第一弧形支撑区域105提高腹板100下侧的支撑力。支撑筋103的下端连接第一弧形支撑区域105上，提高第一弧形支撑区域105的支撑力。
65.支撑筋103的上端连接腹板100的上侧位置，对腹板100的上侧进行支撑，提高了腹板100上侧面的支撑力。
66.作为本实施例的进一步改进，参照图3，腹板100上，方形通槽104的上侧面中间位置设有第二弧形支撑区域106；
67.第一弧形支撑区域105、第二弧形支撑区域106相互错开设置。
68.在上述实施例中，在腹板100上，方形通槽104上侧位置，向内侧方向设置多个第二弧形支撑区域106，第二弧形支撑区域106的弧面凸起方向朝向腹板100的内侧，利用多个第二弧形支撑区域106提高腹板100上侧的支撑力。
69.在本实施例中，第一弧形支撑区域105、第二弧形支撑区域106的弧面凸起方向均向内侧相对设置，两个弧形支撑区域相互错开设置，使两个弧形支撑区域的支撑点相互错开，确保腹板100的上侧面、下侧面的支撑力平稳。
70.作为本实施例的进一步改进，参照图3，相邻第一弧形支撑区域105、第二弧形支撑区域106之间连接有碳管107。
71.在本实施例中，碳管107的质量轻，不会增加腹板100的质量，还能够提高腹板100中间位置的结构刚度。
72.作为本实施例的进一步改进，参照图3，第一弧形支撑区域105设有第一安装端108，第二弧形支撑区域106设有第二安装端109；
73.碳管107的一端连接第一安装端108，另一端连接第二安装端109。
74.在本实施例中，第一安装端108、第二安装端109均为卡槽结构，两个弧形支撑区域均设置安装端，对碳管107的两端进行加固。
75.作为本实施例的进一步改进，参照图3，第一安装端108、第二安装端109均为弧形槽，碳管107的两端均具有弧形面。
76.在本实施例中，碳管107的两端均采用弧面过渡的连接结构，确保连接位置稳固。
77.参照图4，本发明提供的一种飞行器翼梁的成型方法，包括如下步骤：
78.步骤一：对预浸料下料
79.将碳纤维预浸料、玻璃纤维预浸料取出进行备料；
80.对模具的表面进行清洁，在模具的表面涂脱模剂，检查各个模具的装配是否正确；
81.使用下料机对碳纤维预浸料、玻璃纤维预浸料进行下料。
82.步骤二：在模具的表面铺贴预浸料
83.铺贴前，撕掉模具上部的pe膜。
84.由于离型纸较硬，能够减小纤维角度的偏差，所以模具下部的离型纸不动。
85.在模具的表面铺贴一层玻璃纤维预浸料，然后继续铺贴碳纤维预浸料。
86.铺贴时，由腹板至缘条依次铺贴，使预浸料由腹板处向缘条处过渡，纤维在模具上均匀铺展，降低了纤维的铺贴应力；
87.铺贴网格筋板102时，采用压辊将网格筋板102的预浸料压实。
88.步骤三：放置碳管
89.产品铺贴至一半厚度时，在腹板100内放入碳管107；
90.为保证碳管107的两端能够成型出圆弧，在碳管107的两端放入泡沫球头，泡沫球头的表面刷环氧树脂胶；待环氧树脂胶固化后，泡沫球头的表面变硬，不易变形。
91.步骤四：在模具的表面铺贴玻璃纤维预浸料
92.继续在模具的表面进行碳纤维预浸料的铺贴；
93.在产品的最后一层，铺贴玻璃纤维预浸料。
94.由于产品的首尾两层均铺贴一层玻璃纤维预浸料，使产品成型完成后，能够防止电化学腐蚀。
95.步骤五：压紧模具
96.产品铺贴完毕后，撕掉模具下部的离型纸，将模具上的侧压块压紧在腹板100与缘条200之间的转角处，防止固化过程中，腹板100与缘条200之间的r角处出现架空。
97.步骤六：产品进罐固化
98.模具表面的预浸料铺贴完毕后，将模具转运至热压罐；在模具贴合产品根部连接十处热电偶，每一米处放置一个热电偶，然后对模具进行固化。
99.固化的过程中，升温速率范围为0.4℃/min-0.6℃/min，通过热电偶的多点检测，降低空模温差，保证模具受热均匀，降低产品因受热不均，造成固化内应力产生，引起产品变形。
100.同时，降温速率范围为0.4℃/min-0.6℃/min，模温小于40℃后再进行脱模，以降低固化残余内应力产生，引起产品变形。
101.步骤七：产品脱模成型
102.固化结束后，将模具从热压罐内取出，使产品与模具脱离，对产品进行清理，即可得到所需产品。
103.本发明上述的一种飞行器翼梁的成型方法，依次采用对预浸料下料、在模具的表面铺贴预浸料、放置碳管、在模具的表面铺贴玻璃纤维预浸料、压紧模具、产品进罐固化、产品脱模成型等步骤，确保翼梁在成型的过程中不会变形，翼梁的装配精度高。
104.有效的解决了采用现有技术的成型方式，由于翼梁为变厚度结构，且整体的外形为非对称结构，产品在成型的过程中就会容易变形，影响翼梁的装配精度的技术问题。
105.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

技术特征：
1.一种飞行器翼梁，其特征在于，所述翼梁是采用复合材料制作而成，所述复合材料增强体为碳纤维、玻璃纤维；所述翼梁包括腹板(100)及缘条(200)；所述缘条(200)垂直连接所述腹板(100)的侧面；所述腹板(100)的端部设有支撑区域(101)，在所述支撑区域(101)的内侧连接有网格筋板(102)，所述支撑区域(101)与金属件连接，金属件与飞行器的机身连接。2.根据权利要求1所述的一种飞行器翼梁，其特征在于，所述腹板(100)为镂空结构；所述腹板(100)沿其宽度方向设有支撑筋(103)，所述支撑筋(103)的数量为多个；相邻所述支撑筋(103)之间为方形通槽(104)。3.根据权利要求2所述的一种飞行器翼梁，其特征在于，所述腹板(100)上，在方形通槽(104)下侧面位置设有第一弧形支撑区域(105)，所述支撑筋(103)的下端连接所述第一弧形支撑区域(105)上；所述支撑筋(103)的上端连接所述腹板(100)上，方形通槽(104)的上侧面。4.根据权利要求3所述的一种飞行器翼梁，其特征在于，所述腹板(100)上，方形通槽(104)的上侧面中间位置设有第二弧形支撑区域(106)；所述第一弧形支撑区域(105)、第二弧形支撑区域(106)相互错开设置。5.根据权利要求4所述的一种飞行器翼梁，其特征在于，相邻所述第一弧形支撑区域(105)、第二弧形支撑区域(106)之间连接有碳管(107)。6.根据权利要求5所述的一种飞行器翼梁，其特征在于，所述第一弧形支撑区域(105)设有第一安装端(108)，所述第二弧形支撑区域(106)设有第二安装端(109)；所述碳管(107)的一端连接所述第一安装端(108)，另一端连接所述第二安装端(109)。7.根据权利要求6所述的一种飞行器翼梁，其特征在于，所述第一安装端(108)、第二安装端(109)均为弧形槽，所述碳管(107)的两端均具有弧形面。8.一种飞行器翼梁的成型方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：对预浸料下料使用下料机对碳纤维预浸料、玻璃纤维预浸料进行下料；步骤二：在模具的表面铺贴预浸料铺贴前，撕掉模具上部的pe膜，模具下部的离型纸不动，在模具的表面铺贴一层玻璃纤维预浸料，然后继续铺贴碳纤维预浸料；铺贴时，由腹板至缘条依次铺贴；铺贴网格筋板(102)时，将网格筋板(102)的预浸料压实；步骤三：放置碳管产品铺贴至一半厚度时，在腹板(100)内放入碳管(107)；步骤四：在模具的表面铺贴玻璃纤维预浸料在产品的最后一层，铺贴玻璃纤维预浸料；步骤五：压紧模具产品铺贴完毕后，撕掉模具下部的离型纸，将模具侧压块压紧在腹板(100)与缘条(200)之间的转角处；步骤六：产品进罐固化
将模具转运至热压罐，在模具贴合产品根部处连接热电偶，然后对模具进行固化；步骤七：产品脱模成型固化结束后，将模具从热压罐取出，使产品与模具脱离，即可得到所需产品。

技术总结
本发明提供一种飞行器翼梁及其成型方法，涉及飞行器主支撑件的技术领域。一种飞行器翼梁，翼梁采用复合材料制作而成，复合材料增强体为碳纤维、玻璃纤维；翼梁包括腹板及缘条；缘条垂直连接腹板的侧面；腹板的端部设有支撑区域，在支撑区域的内侧连接网格筋板，支撑区域与金属件连接，金属件与飞行器机身连接。解决了现有技术中，金属材料的翼梁整体质量重；端部连接金属件时，结构刚度低；金属件与翼梁的端部之间存在电化学腐蚀的技术问题。本发明的翼梁采用复合材料制作而成，整体质量轻；腹板的支撑区域内侧连有网格筋板，提高了产品的结构刚度；与飞行器的机身连接后，避免了金属件与端部之间的电化学腐蚀。与端部之间的电化学腐蚀。与端部之间的电化学腐蚀。


技术研发人员：张博 王非 王鹏 徐晓明 陈晓旭 麻永帅 王清华 刘含洋 崔西峰
受保护的技术使用者：天津爱思达航天科技股份有限公司
技术研发日：2023.08.14
技术公布日：2023/10/11