一种用于复合材料的镶嵌结构的制作方法

本申请属于复合材料安装结构设计领域，特别涉及一种用于复合材料的镶嵌结构。

背景技术：

复合材料蜂窝夹层结构和层压板结构镶嵌件常见安装方式主要有预埋镶嵌件方式和后置镶嵌件方式，这两种方式都是镶嵌件粘接剂镶嵌于复合材料结构中，供复合材料结构与其他结构件或设备件连接用的一种紧固方式。预埋件复合材料结构成型过程中，预埋件一般用填料和粘接剂的配比物与复合材料粘接，预先镶嵌于复合材料结构的镶嵌件。后置镶嵌件方式为复合材料结构成型后，再镶嵌于其中的镶嵌件，制造成镶嵌件的最终复合材料结构。

传统的复合材料结构镶嵌件安装方式，工艺程序流程复杂繁琐，安装精度低，粘接强度弱且安装机动性差。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种用于复合材料的镶嵌结构。

本申请公开了一种用于复合材料的镶嵌结构，包括：

由弹性材料构成的膨胀体，呈圆筒状，且所述膨胀体在轴线方向上的筒体处设置成未封闭结构，所述膨胀体的外筒壁上均匀分布有多个锯齿状的突起，所述膨胀体设置在蜂窝夹层上的预安装孔内，并在所述膨胀体的外筒壁与所述预安装孔之间设置粘接剂；

金属衬套镶嵌件，包括同轴设置的圆筒状的本体部和圆环状的凸台部，所述本体部的外径尺寸与所述膨胀体的内径尺寸相适配，所述金属衬套镶嵌件通过所述本体部设置在所述膨胀体内部，所述凸台部的内径等于所述本体部的内径，外径大于所述本体部的外径。

根据本申请的至少一个实施方式，所述本体部的远离所述凸台部的一端端部设置有倒角。

根据本申请的至少一个实施方式，所述金属衬套镶嵌件上开设有内螺纹。

根据本申请的至少一个实施方式，所述的用于复合材料的镶嵌结构还包括：

辅助安装杆，包括同轴设置的圆柱状的施力部和圆盘状的驱动部，所述施力部的直径小于所述本体部的内径，所述驱动部的直径大于所述本体部的内径，所述辅助安装杆通过所述施力部从所述金属衬套镶嵌件的凸台部的一端贯穿所述金属衬套镶嵌件内孔。

根据本申请的至少一个实施方式，所述辅助安装杆的施力部上沿周向开设有凹槽，以使得所述辅助安装杆具有预定抗拉强度。

根据本申请的至少一个实施方式，所述的用于复合材料的镶嵌结构还包括：

垫片，设置在所述金属衬套镶嵌件的远离所述凸台部的一端端部，所述垫片内孔径大于所述辅助安装杆的施力部的直径，所述垫片的外径大于所述金属衬套镶嵌件的本体部的外径。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的用于复合材料的镶嵌结构，安装时无需设计工装，并且具有安装精度高、安装便捷、粘接强度高以及安装随意性强等优点，可改善直升机的大量机载设备与设备舱地板固定形式，舱门与整流罩紧固形式等等，从而总体提高整机的可靠性，安全性和维修保障性。

附图说明

图1是本申请用于复合材料的镶嵌结构的分体结构示意图；

图2是图1中c处放大示意图；

图3是本申请用于复合材料的镶嵌结构的使用状态示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本申请的用于复合材料的镶嵌结构做进一步详细说明。

本申请公开了一种用于复合材料的镶嵌结构，可以包括膨胀体2、金属衬套镶嵌件1。

膨胀体2呈圆筒状，由弹性材料(加强韧性)构成，且膨胀体2在轴线方向上的筒体处设置成未封闭结构，膨胀体2的外筒壁上均匀分布有多个锯齿状的突起21，膨胀体2设置在蜂窝夹层3上的预安装孔内，并在膨胀体的外筒壁与预安装孔之间设置粘接剂6。

金属衬套镶嵌件1包括同轴设置的圆筒状的本体部11和圆环状的凸台部12；本体部11的外径尺寸与所述膨胀体2的内径尺寸相适配，金属衬套镶嵌件1通过本体部11设置在膨胀体2内部，凸台部12的内径等于本体部11的内径，凸台部12的外径大于本体部11的外径。

进一步地，本体部11的远离凸台部12的一端端部设置有倒角，以方便安装，本实施例中优选45°倒角。

进一步地，金属衬套镶嵌件1上开设有内螺纹。

进一步地，如图3所示，本申请的用于复合材料的镶嵌结构还可以包括辅助安装杆4以及垫片5。

辅助安装杆4包括同轴设置的圆柱状的施力部41和圆盘状的驱动部42；施力部41的直径小于本体部11的内径，驱动部42的直径大于本体部11的内径，辅助安装杆4通过施力部41从金属衬套镶嵌件1的凸台部12的一端贯穿金属衬套镶嵌件1内孔。

进一步地，辅助安装杆4的施力部41上沿周向开设有凹槽43，以使得辅助安装杆4具有预定抗拉强度。

垫片5设置在金属衬套镶嵌件1的远离凸台部12的一端端部，垫片5内孔径大于辅助安装杆4的施力部41的直径，垫片5的外径大于金属衬套镶嵌件1的本体部11的外径。

常见的蜂窝夹层结构镶嵌件安装方式方法与本申请相比较而言：

一、工艺复杂繁琐，无论是预埋或后置镶嵌件安装方式，都需要工艺重新设计和定位工装，而本发明却无需设计工装；

二、安装精度较差，镶嵌件置与复合材料结构间需填充填料，填料固化期间内易受外界影响，易导致镶嵌件位置发生变化，本发明通过采用膨胀原理将镶嵌件挤压入蜂窝夹层结构中，具有安装精度高、安装便捷等特点；

三、粘结强度弱，本发明与传统镶嵌件安装方式相比，新设计的膨胀体外表面为凹槽式，其粘接面积为传统方法的2～5倍，大大增加了镶嵌件与粘接剂的接触面积，从而增大了粘接力，提高粘接强度；

四、安装机动性差，传统镶嵌件安装位置在设计和工艺制造就必须提前考虑，计算精确，不得随意变更，尤其在装配期间，其镶嵌件安装位置若需临时变动时，大大增加了工艺施工难度，本发明由于镶嵌件安装方式是通过采用膨胀原理，安装随意性强。

由此，本申请改进可替换传统复合材料结构镶嵌件安装方式，可改善直升机的大量机载设备与设备舱地板固定形式，舱门与整流罩紧固形式等等，从而总体提高整机的可靠性，安全性和维修保障性。

本申请用于复合材料的镶嵌结构应用于蜂窝夹层结构工艺简单操作流程如下：

在蜂窝夹层结构成型后，根据设计安装要求，在蜂窝夹层3上挖取一定大小的孔(孔为通孔或盲孔)，根据孔的大小设计一款与之尺寸相近的特制膨胀体2，膨胀体2外侧为均匀齿形凹槽式，在膨胀体2外表面涂抹一层均匀的粘接剂6放置于预先挖取的孔内，再将金属衬套镶嵌件1，金属衬套镶嵌件1下端面45°倒角，金属衬套镶嵌件1直径要略大于孔大小，金属衬套镶嵌件1高度等于挖取孔的深度，通过辅助安装杆4拉压等其他外力方式将金属衬套镶嵌件1挤压至孔内，垫片5(垫片5内孔径大于辅助安装杆4直径，外径大于金属衬套镶嵌件1外径，具有一定厚度)放置于蜂窝夹层3下表面，将辅助安装杆4对垫片5的剪切力转化为垫片5对蜂窝夹层3的压力，对蜂窝夹层3起保护作用。

由于膨胀体2受到来自辅助安装杆4均匀的挤压力，膨胀体2外的粘接剂6就完全渗入在凹槽和蜂窝夹层3中间，膨胀体2外侧的凹槽完全嵌入至蜂窝夹层3中。当辅助安装杆4受到一定外力挤压作用下，辅助安装杆4强度最弱处将产生断裂，同时保证金属衬套镶嵌件1外的填料和蜂窝夹层3不遭受破坏，而此时的膨胀体2和金属衬套镶嵌件1却完全镶嵌于蜂窝夹层3孔径内，再分离断裂的辅助安装杆4，待粘接剂6完全固化后，蜂窝结构的衬套镶嵌件也完全成型。

本实用新型关键点：

1、设计一种特制的金属膨胀体，该膨胀体结构为一种上下底面开口式的圆筒，外表面齿形凹槽且沿法线方向切开非封闭式结构，在受到金属衬套镶嵌件一定挤压作用下，膨胀体将完全贴合并嵌入至于蜂窝夹层，粘接剂完全填充膨胀体外表面凹槽与层压板结构中。

2、通过试验和计算，设计一种特制的拉断杆，拉断杆承受强度大于衬套和膨胀体的挤压力，却小于填料和蜂窝夹层结构挤压破坏力。

本申请的用于复合材料的镶嵌结构，安装时无需设计工装，并且具有安装精度高、安装便捷、粘接强度高以及安装随意性强等优点，可改善直升机的大量机载设备与设备舱地板固定形式，舱门与整流罩紧固形式等等，从而总体提高整机的可靠性，安全性和维修保障性。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。