一种编织进气道与周边零件装配间隙的预留方法与流程

本发明涉及无人机结构设计技术领域，具体是指一种编织进气道与周边零件装配间隙的预留方法。

背景技术

2.5D编织是一种通过专用编织设备成型的具有中空筒状结构外形的预制体制造工艺，结合液体成型工艺可进一步制备得到复合材料构件。由于2.5D编织复合材料较其他织物复合材料制造效率高， 适合批量化生产， 纤维弯曲扭曲程度小，纤维性能保持率高，优异的结构符合性(即编织物形成芯模形状的精确性)，可通过设计满足要求，特别适合于管状、工字梁等异型截面型材的制造。

目前我们使用2.5D编织对无人机的进气道进行制造，由于进气道型面不规则，相同覆盖率下不同区域的编织角度及轴向纱间距不同，导致不同区域织物堆叠厚度产生差异。因此无法通过一个整体的理论厚度来检验该进气道是否合格，同样就无法在保证零部件应满足的强度和刚度要求的前提下，确认进气道与周边部件的装配间隙，从而保证成功装配。如何解决了异形复杂（曲率复杂但不局限于回转体）2.5D编织件的厚度不均匀导致的强度计算和制造依据问题，是亟需解决的技术难题。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种保证了强度计算分析的需要，而且对装配提供容差参考的编织进气道与周边零件装配间隙的预留方法。

本发明通过下述技术方案实现：一种编织进气道与周边零件装配间隙的预留方法，包括以下步骤：

（1）根据进气道的编织情况，对进气道进行用于厚度检测的区域划分；

（2）制作进气道实物样件，对进气道的整个外型面进行厚度实测；在第一件实物样件制造前，进行了初步的设计和工艺协同分析，确定最初的编织设备参数。以样件实物的实测厚度数据反过来指导设计的厚度区域划分，从而得到厚度最小值和最大值。

（3）实测每个划分的区域，得到每个区域厚度的最大值和最小值；

（4）以厚度最小值为每个区域厚度依据，重新进行强度分析计算迭代，以厚度最大值为每个区域的厚度依据，作为装配间隙公差的最小值来预留进气道与周边零件的装配间隙。以最大值为每个区域的厚度依据作为装配间隙公差的最小值，来预留进气道筒体和周边零件的间隙,避免型架上的装配干涉，从而缩短装配周期。以最小值为每个区域的厚度依据重新进行强度分析计算迭代，确保整个筒体的强度和刚度在安全区域范围内。

目前采用编织设备制造的整体进气道的厚度在各个区域范围内的实际测量值，相比一开始设计的理论值偏差大，且在不同区域的上下浮动范围大。为了匹配自身零件自身刚度强度要求、装配要求和编织设备能达到的范围，需要人为地对整个进气道型面划分区域，并针对不同的区域给出厚度最小值和最大值。目前符合该方法的制件已通过基础力学性能评价和进气道充压试验。

由于无法通过一个整体的理论厚度来检验该进气道是否合格，因此通过划分区域，针对不同区域给出最小值和最大值来作为静强度分析依据和装配方案处置依据，同时作为检验部门的检验依据。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，，所述步骤（1）中进气道的具体编制情况为，通过2.5D编织-液体成型技术，采用T700级编织碳纤维纱线，角度65°~72°编织三个来；0°编织线使用范围是从铺层起始面向外，最外面两层不允许使用0°编织线；所述进气道上还设置有连接件和加强筋。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，，所述连接件的一面和进气道常温胶粘接，另一面和进气道的框腹板通过螺栓连接。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，，所述加强筋和进气道外表面常温胶粘接。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，，步骤（1）中对对进气道进行用于厚度检测的区域划分具体过程为：

（1.1）使用均等的理论厚度和平板实验得到强度参数，进行初步强度分析，得到初步静强度分析结果；

（1.2）根据初步静强度分析结果确定编织进气道上加强筋的数量和占位；

（1.3）确定限制载荷下，进气道上最大变形位移区域的占位；

（1.4）根据进气道上连接件、加强筋的占位、以及最大变形位移区域的占位来划分整块区域。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，，所述步骤（1.1）中，均等的理论厚度是通过编织的六层和单层理论厚度得到的。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，，所述步骤（1.4）中，根据进气道上连接件、加强筋的占位、以及最大变形位移区域的占位来划分整块区域的具体过程为：

（1.4.1）根据连接件占位把进气道筒体沿航向划分为若干个区域；

（1.4.2）针对航向前端的进气道腹部，受载最大的某处，根据连接件和加强筋的占位沿航向分为两个区域；

（1.4.3）以航向前端的进气道腹部的宽度尺寸，依据载荷分布和进气道在全机的绝对坐标系下的占位均分为三份；

（1.4.4）以航向第1个加强件为分界线，向前向后向左向右各75mm，划分出最后一个特殊区域。划分出来的区域，并得到不同区域的厚度的最大值作为装机时装配的考量值，最小值作为工程计算的考量值（实物试验件的充压试验来验证对应实物的力学性能满足要求），从而证明该划分区域方法得到的厚度最小和最大值的理论可靠和工程应用实用性。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，，所述步骤（2）中，对进气道的整个外型面进行厚度实测是采用超声波厚度仪完成的。

为更好的实现本发明的方法，进一步地，

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）本发明不仅保证了强度计算分析的需要，而且对装配提供容差参考，解决了异形复杂（曲率复杂但不局限于回转体）编织件的厚度不均匀导致的强度计算和制造依据问题，在保证零部件应满足的强度和刚度要求的前提下，保证部件的成功装配；

（2）本发明针对不同区域给出最小值和最大值来作为静强度分析依据和装配方案处置依据，同时作为检验部门的检验依；

（3）本发明提及的2.5D编织进气道是首次技术突破和实物装机验证，在国内也是前列，其操作和可实施性高，且实现设计和工艺协同设计，适宜广泛推广应用。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显：

图1为本发明中进气道的结构示意图；

图2为本发明中进气道厚度区域划分方案图。

其中：1—进气道、2—连接件，3—加强筋。

具体实施方式

为使本发明的目的、工艺条件及优点作用更加清楚明白，结合以下实施实例，对本发明作进一步详细说明，但本发明的实施方式不限于此，在不脱离本发明上述技术思想情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，做出各种替换和变更，均应包括在本发明的范围内，此处所描述的具体实施实例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1：

本实施例提供一种编织进气道与周边零件装配间隙的预留方法，包括以下步骤：

（1）根据进气道的编织情况，对进气道进行用于厚度检测的区域划分；

（2）制作进气道实物样件，对进气道的整个外型面进行厚度实测；

（3）实测每个划分的区域，得到每个区域厚度的最大值和最小值；

（4）以厚度最小值为每个区域厚度依据，重新进行强度分析计算迭代，以厚度最大值为每个区域的厚度依据，作为装配间隙公差的最小值来预留进气道与周边零件的装配间隙。

实施例2：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定进气道的结构，和编织情况，如图1所示，所述步骤（1）中进气道的具体编制情况为，通过2.5D编织-液体成型技术，采用T700级编织碳纤维纱线，角度65°~72°编织三个来；0°编织线使用范围是从铺层起始面向外，最外面两层不允许使用0°编织线；所述进气道上还设置有连接件和加强筋。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定连接件2与进气道的连接方式，如图1所示，所述连接件的一面和进气道常温胶粘接，另一面和进气道的框腹板通过螺栓连接。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定加强筋3与进气道1的连接方式，所述加强筋和进气道外表面常温胶粘接。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定步骤（1）中对对进气道进行用于厚度检测的区域划分具体过程为：

（1.1）使用均等的理论厚度和平板实验得到强度参数，进行初步强度分析，得到初步静强度分析结果；

（1.2）根据初步静强度分析结果确定编织进气道上加强筋的数量和占位；

（1.3）确定限制载荷下，进气道上最大变形位移区域的占位；

（1.4）根据进气道上连接件、加强筋的占位、以及最大变形位移区域的占位来划分整块区域。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定所述步骤（1.1）中，均等的理论厚度是通过编织的六层和单层理论厚度得到的。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例7：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定所述步骤（1.4）中，根据进气道上连接件、加强筋的占位、以及最大变形位移区域的占位来划分整块区域的具体过程为：

（1.4.1）根据连接件占位把进气道筒体沿航向划分为若干个区域；

（1.4.2）针对航向前端的进气道腹部，受载最大的某处，根据连接件和加强筋的占位沿航向分为两个区域；

（1.4.3）以航向前端的进气道腹部的宽度尺寸，依据载荷分布和进气道在全机的绝对坐标系下的占位均分为三份；

（1.4.4）以航向第1个加强件为分界线，向前向后向左向右各75mm，划分出最后一个特殊区域。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例8：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定所述步骤（2）中，对进气道的整个外型面进行厚度实测是采用超声波厚度仪完成的。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例9：

编织进气道用于厚度检测的区域划分方法，如图2所示：

a)首先根据三个连接件2的占位把进气道筒体1沿航向划分为4个区域G、H、I、J；

b)然后针对航向前端的进气道腹部，受载最大的某处，根据连接件2和加强筋3的占位沿航向分为两个区域；

c)接着以航向前端的进气道腹部的宽度尺寸，大致均分为三份，从而分出A、B、C、D、E、F；

d)最后在B和E两个区域，以航向第1个加强件2为分界线，向前向后向左向右各75mm，划分出区域K；

e)根据前四步划分出的11个区域，分区定义厚度要求，并对最薄处试样进行等效力学性能验证，根据试样的测试数据供强度复核确保满足刚强度设计要求；

f)第五步定义出的11个区域的厚度范围要求，同时反过来作为后续零件的生产检验依据，以及作为和进气道有接触或装配关系的周边零件的公差预留问题。

本发明所述实施例是经过计算分析和装配实践验证过的较佳的优选方案，但并不因此局限于此。在本发明设计原理的前提下，都应视为本发明的保护范围之内。

可以理解的是，根据本发明一个实施例的进气道结构，例如连接件2和加强筋3等部件的工作原理和工作过程都是现有技术，且为本领域的技术人员所熟知，这里就不再进行详细描述。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。