一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法
【技术领域】
[0001]本发明属于直升机制造加工领域，具体地涉及一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法。
【背景技术】
[0002]某型机尾涵道前缘锥体为复合材料共固化成型，传统成型模在设计时未考虑材料热膨胀系数差异，成型出的产品存在尺寸偏大，装配协调困难的问题；另外由于产品结构复杂，成型模加压效果不好导致鱼形口前后缘局部分层，产品成型质量不高。
【发明内容】
[0003]设计一种封闭的、可实现内外加压的成型工装，在设计过程中利用缩比技术对数模进行处理，使制造出的产品实际尺寸符合理论尺寸。对加压方式进行创新设计，将工装外壳作为压模固定部分，工装内部型芯外层设置硅胶囊，硅胶囊有空腔可供充气加压，同时硅胶囊受热膨胀，以硅胶囊在工装中作为主要加压元件，在成型时，工装位于固化炉内加热，可以实现工装内部硅胶囊充气、硅胶囊受热膨胀两种加压方式提供压力。这种成形方法利用硅胶囊外表面与成型工装外壳型腔之间的空隙来准确控制产品不同区域的厚度，成型出的产品尺寸准确，无内部缺陷，表面质量高。
[0004]装配与协调重点
[0005]I)、前缘锥体7前部框端面2与机身装配，产品在此处为标准圆，其形位尺寸具有严格要求。
[0006]2)、鱼形口 3为水平尾翼通过口，产品严格要求其左右对称的准确性和与前后缘之间相对位置的准确度，鱼形口翻边处有部分平行区域，在其上开有用于与水平尾翼连接的螺栓口。
[0007]成型环境
[0008]在固化炉中，温度185°C，压力0.5MPa的条件下固化成型。
[0009]成型原理
[0010]成型工装必须保证产品形状以及尺寸的准确性，同时必须耐热并能够提供均匀可控的压力。工装结构中，外部工装部分相当于压模固定部分，工装内部采用硅胶囊加压结合热膨胀方式成型产品。具体方法是于工装内部型芯外安置硅胶囊，硅胶囊有空腔可供加压，同时硅胶囊受热膨胀，以硅胶囊在工装中作为加压元件。
[0011]复合材料零件在固化成型过程中，由于所选成型模具材料与复合材料的不同，产品零件成型时的温度变化，造成产品零件与成型模具热膨胀量的不一致。使复合材料零件随成型模具固化成型后，在热膨胀和热应力的共同影响下，零件实际尺寸与理论尺寸产生偏差。为消除这种偏差，在成型模具设计时，预先将产品零件数模按一定比例缩小，然后利用缩小后的数模进行成型模具的设计，期望复合材料零件在成型后达到产品理论尺寸公差要求。
[0012]缩比系数可按下述公式进行计算，根据固体热膨胀系数的定义式:
[0013]α = Al/( A TXL)
[0014]产品和模具两种材料在同等长度、相同温度下的长度尺寸变化量分别为:Z L1、Z L2
[0015]Z LI = α IX Z TXL = α 1(Τ2 — Tl) XL
[0016]^ L2 = α 2Χ Z TXL = α 2 (Τ2 — Tl) XL
[0017]两式相减，得两种材料的长度尺寸变化量之差」L:
[0018]ZL=ZL2—ZLl=Z α X Z TXL = (α 2 — α I) X (Τ2 — Tl) XL......①
[0019]缩比系数K:
[0020]K = I L/L...............................................................②
[0021]将①代入②，便可得到:
[0022]K=1- (α 2 — α I) X (Τ2 — Tl) X L/L = I — (α 2 — α I) X (Τ2 — Tl)…③
[0023]α 1:产品零件的膨胀系数(单位:X 10-6/°C )
[0024]α 2:模具材料的膨胀系数(单位:X 10_6/°C )
[0025]Tl:阶段初始温度(单位:V )
[0026]T2:阶段结束温度(单位:V )
[0027]L:复合材料产品零件的实际长度尺寸(单位:mm)
[0028]工装材料选择为铝合金，其膨胀系数α 2 = 23.8，前缘锥体所用复合材料膨胀系数α I = 3.0，将α I = 3.0，α 2 = 23.8，Τ1 = 20，Τ2 = 185代入公式③，可以得缩比系数K = 0.996 ο
[0029]成型方法如下:
[0030]步骤1、选取成型工装材料，计算缩比系数，将前缘锥体产品数模以重心点为基准进行缩比处理；
[0031]步骤2、按缩比后的产品数模进行成型工装的结构设计，包括外模组件、带硅胶囊的芯模组件及架车三大部分，制造工装并检测合格；
[0032]步骤3、对工装带硅胶囊的芯模组件进行抽真空，使硅胶囊与工装芯模充分贴合；
[0033]步骤4、在硅胶囊外表面按照产品结构进行铺层；
[0034]步骤5、将铺层完毕的芯模组件置于成型工装中定位，对合外模体，各部分模体之间使用螺栓及辅助加压组件紧固；
[0035]步骤6、工装入固化炉中，连接工装气嘴与固化炉气源，温度185°C，压力0.5MPa，对硅胶气囊充气加压，硅橡胶在温度和压强的共同作用下均匀膨胀，挤压复合材料铺层，使其贴附于工装内腔，达到固化温度时产品固化成型；
[0036]步骤7、启模并清理。
【附图说明】
[0037]图1是直升机尾涵道整体视图；
[0038]图2是直升机尾涵道前缘锥体轴视图；
[0039]图3是加压原理图。
[0040]1-直升机尾涵道；2_框端面；3_鱼形口 ；4_气源压力；5_芯模组件；6_硅胶囊；7-前缘锥体；8-外模组件
【具体实施方式】
[0041]本发明的直升机尾涵道I前缘锥体7成型方法，包括:
[0042]步骤1:选取成型工装材料，计算缩比系数，将前缘锥体产品数模以重心点为基准进行缩比处理；
[0043]步骤2:按缩比后的产品数模进行成型工装的结构设计，包括外模组件8、带硅胶囊6的芯模组件及架车三大部分，制造工装并检测合格；
[0044]步骤3:对工装带硅胶囊6的芯模组件进行抽真空，使硅胶囊6与芯模5充分贴合；
[0045]步骤4:在硅胶囊6外表面按照产品结构进行铺层；
[0046]步骤5:将铺层完毕的芯模组件置于成型工装中定位，对合外模体，各部分模体之间使用螺栓及辅助加压组件紧固；
[0047]步骤6:工装入固化炉中，连接工装气嘴与固化炉气源，温度185°C，压力0.5MPa，对硅胶囊6充气加压，硅胶囊6在温度和压强的共同作用下均匀膨胀，挤压复合材料铺层，使其贴附于工装内腔，达到固化温度时产品固化成型；
[0048]步骤7:启模并清理。
[0049]工装结构
[0050]成型工装为内外封闭加压结构，主要分为外模组件8、带硅胶囊6的芯模组件及架车等三大部分。
[0051]其中外模组件8为组合形式，由上半模、下半模、长模体、侧模体、盖板及连接件、辅助压紧件等组成；
[0052]带硅胶囊6的芯模组件主要由芯模5及硅胶囊6组成，为便于启模，将芯模设计为分段组合形式，各部分芯模之间有定位连接，硅胶囊的成型使用单独浇注模。
[0053]架车可实现支撑模具主体及模具主体转动功能，以满足模体两个工作状态之间转换要求。
[0054]成型出的前缘锥体7实际尺寸符合理论尺寸，无分层等内部缺陷，表面质量高。
[0055]缩比技术对于成型大尺寸共固化复合材料构件非常实用，大尺寸复合材料构件在实用模具成型时，由于材料的膨胀系数差异，不可避免的会出现尺寸偏差，在设计工装时必须考虑消除这一影响，通过工程实践检验并验证缩比系数，可以得到一个比较理想的经验公式，目前此技术已经进入工业化使用阶段。
[0056]对于带封闭腔的共固化构件成型，芯模必须进行合理分块组合，以保证工装的可操作性，目前该工装使用状态较好，操作较为方便。
【主权项】
1.一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法，其特征在于，包括: 步骤1、选取成型工装材料，计算缩比系数，将前缘锥体产品数模以重心点为基准进行缩比处理； 步骤2、按缩比后的产品数模进行成型工装的结构设计，包括外模组件、带硅胶囊的芯模组件及架车三大部分，制造工装并检测合格； 步骤3、对工装带硅胶囊的芯模组件进行抽真空，使硅胶囊与芯模充分贴合； 步骤4、在硅胶囊外表面按照产品结构进行铺层； 步骤5、将铺层完毕的芯模组件置于成型工装中定位，对合外模体，各部分模体之间使用螺栓及辅助加压组件紧固； 步骤6、工装入固化炉中，连接工装气嘴与固化炉气源，温度185°C，压力0.5MPa，对硅胶囊充气加压，硅胶囊在温度和压强的共同作用下均匀膨胀，挤压复合材料铺层，使其贴附于工装内腔，达到固化温度时产品固化成型； 步骤7:启模并清理。
【专利摘要】本发明属于直升机制造加工领域，具体地涉及一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法。某型机尾涵道前缘锥体为复合材料共固化成型，传统成型模在设计时未考虑材料热膨胀系数差异，成型出的产品存在尺寸偏大，装配协调困难的问题；另外由于产品结构复杂，成型模加压效果不好导致鱼形口前后缘局部分层，产品成型质量不高。设计一种封闭的、可实现内外加压的成型工装，在设计过程中利用缩比技术对数模进行处理，使制造出的产品实际尺寸符合理论尺寸。
【IPC分类】B29C35-02, B29C70-54, B29C70-44
【公开号】CN104816490
【申请号】CN201510230165
【发明人】曲才, 袁贺永, 王明凯, 刘峰, 康健, 杨东彪, 朱洪亮
【申请人】哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
【公开日】2015年8月5日
【申请日】2015年5月7日