[go: up one dir, main page]

CN107499495B - 一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法 - Google Patents

一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107499495B
CN107499495B CN201710561913.4A CN201710561913A CN107499495B CN 107499495 B CN107499495 B CN 107499495B CN 201710561913 A CN201710561913 A CN 201710561913A CN 107499495 B CN107499495 B CN 107499495B
Authority
CN
China
Prior art keywords
skin
aluminum alloy
core material
fiber cloth
leading edge
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201710561913.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107499495A (zh
Inventor
原梅妮
辛乐
姚磊斌
李盼
李瑶
赵兴成
李立州
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
North University of China
Original Assignee
North University of China
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by North University of China filed Critical North University of China
Priority to CN201710561913.4A priority Critical patent/CN107499495B/zh
Publication of CN107499495A publication Critical patent/CN107499495A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107499495B publication Critical patent/CN107499495B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B32B15/043—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of metal
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/14—Layered products comprising a layer of metal next to a fibrous or filamentary layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
    • B32B37/02—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by a sequence of laminating steps, e.g. by adding new layers at consecutive laminating stations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
    • B32B37/10—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by the pressing technique, e.g. using action of vacuum or fluid pressure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
    • B32B37/12—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by using adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/02—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2250/00—Layers arrangement
    • B32B2250/40—Symmetrical or sandwich layers, e.g. ABA, ABCBA, ABCCBA
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/108—Rockwool fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/50—Properties of the layers or laminate having particular mechanical properties
    • B32B2307/558—Impact strength, toughness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/18—Aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B64C2003/146—Aerofoil profile comprising leading edges of particular shape

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种机翼前缘蒙皮，尤其涉及一种具有夹层芯材的复合结构机翼外壳及其制备方法。解决了目前飞机机翼前缘存在抗冲击性不够好的技术问题。一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮，包括纤维金属层板复合材料外蒙皮、金属薄板内蒙皮以及夹层芯材；所述内蒙皮通过其边缘与外蒙皮铆钉铆接构成一个具有空腔的蒙皮结构；所述夹层芯材位于空腔内且固定在内蒙皮的内侧面，夹层芯材的顶部与外蒙皮内侧面之间存有间隙。本发明采用多层防护设计，逐层吸收耗散能量来提高机翼前缘蒙皮鸟撞击能力；内部轻而弱的夹层芯材传递沿厚度方向的剪切载荷，通过局部压溃吸收大量的鸟体撞击能，是鸟撞事故的第二道防线。

Description

一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法
技术领域
本发明涉及一种机翼前缘蒙皮，尤其涉及一种具有夹层芯材的复合结构机翼外壳及其制备方法。
背景技术
飞机的鸟撞事故是一种突发性、多发性飞行事故，轻则飞机受损，重则机毁人亡。美国空军自1974年到1998年间，发生22423起鸟撞事故，平均每年1600多起，多次造成危害飞行安全的事故。作为飞机上的关键部件，机翼前缘是飞机上易受鸟撞部位。现代军用飞机的机翼内部通常布置有油路系统等重要设备，因此需严格控制鸟撞击过程中机翼前缘的位移、变形，更不能发生穿透性破坏。
为了增强机翼前缘蒙皮的抗鸟撞能力，众多学者着手开发新结构和新材料。如王文智等人针对某型民机机翼前缘抗鸟撞设计，提出一种内嵌铝合金斜支板的抗鸟撞结构；张永康和李玉龙等人通过在蒙皮内加装单向斜支板和双向斜支板的方法增加前缘蒙皮的抗鸟撞性能；陈园方等人设计了 [ Al/ -45/45/45/ -45/Al] 铺层形式的FMLs蒙皮，可有效地提高前缘蒙皮结构的抗鸟撞性能；Hanseen和 Girard等人设计 Al-SiM90.5 泡沫铝芯层和 Al2024铝板组成的夹芯结构前缘蒙皮提高前缘蒙皮抗鸟撞性能。上述研究多集中于复合材料、内嵌斜支板和蜂窝结构，而夹层材料的吸能效率为蜂窝芯材的两倍多，已用于船舶耐撞，抗爆防护等领域。张延昌、周红等对夹层材料进行了研究，结果表明：折叠式夹层板具有良好的吸能特性和防护特性。此外，层合复合材料可把厚度方向的撞击损伤转化为面内方向，可有效的阻止或延缓层板纵向裂纹扩展，具有良好的抗冲击性能。因此如能结合上述两种材料的各自优势，制备出一种具有良好抗冲击性能的新材料，将是一项具有广阔应用前景的研究方向。
发明内容
本发明为解决目前飞机机翼前缘存在抗冲击性不够好的技术问题，提供一种具有夹层芯材的复合结构机翼外壳及其制备方法。
本发明所述的一种具有夹层芯材的复合结构机翼外壳是采用以下技术方案实现的：一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮，包括外蒙皮、内蒙皮以及夹层芯材；所述内蒙皮通过其边缘与外蒙皮铆钉铆接构成一个具有空腔的蒙皮结构；所述夹层芯材位于空腔内且固定在内蒙皮的内侧面，夹层芯材的顶部与外蒙皮内侧面之间存有间隙。
本发明采用多层防护设计，逐层吸收耗散能量来提高机翼前缘蒙皮鸟撞击能力，提供了一种由复合材料为外蒙皮，夹层材料为芯板、金属薄板为内蒙皮的机翼前缘蒙皮新结构，见示意图1。
进一步的，所述外蒙皮采用3/2结构纤维金属层板，依次由金属薄板、纤维布、金属薄板、纤维布、金属薄板共五层叠压而成；所述内蒙皮采用与外蒙皮的金属薄板相同的材质制成。
复合材料外蒙皮采用3/2结构纤维金属层合板，主要用来保持机翼外表面的平整性和其气动外形。3/2结构纤维金属层板（示意图2）依次由金属薄板、纤维布、金属薄板、纤维布、金属薄板共五层组成。其中金属薄板三层、纤维布两层，金属薄板厚度与纤维布的厚度比例为4:1或者5:1。金属薄板和纤维布交替叠层粘接而成。根据经济型、低成本原则，纤维金属层板制备工艺选择低温固化预浸料和真空袋法成型制备工艺。在鸟体撞击作用下，3/2结构纤维金属层板主要承担面内载荷，通过纤维破损、金属塑性变形、及界面层开裂来消耗鸟体的撞击动能，是鸟撞事故的第一道防线。
进一步的，夹层芯材采用金属薄片制备的M型或Ω形或正弦函数型且有多个，选择高度最高的一个夹层芯材作为主弧面固定在空腔中心，其余夹层芯材按照高度由大到小的次序由主弧面向两侧排列作为侧弧面；主弧面两侧的侧弧面呈对称排列；所有夹层芯材顶部与外蒙皮内侧面余留0.4-0.6mm距离。
夹层芯材选用金属薄片制备的M型、Ω形、正弦函数型，特别需要注意的是夹层芯材与外蒙皮余留0.4-0.6mm距离。以免在鸟体撞击下，夹层芯材产生翘曲，从内部破坏外蒙皮本身结构，在鸟体撞击飞机过程中，轻而弱的夹层芯体传递沿厚度方向的剪切载荷，通过局部压溃吸收大量的鸟体撞击能，是鸟撞事故的第二道防线。
内蒙皮采用金属薄板，内蒙皮起到支撑夹层芯材和保护机翼内部结构的作用。内蒙皮材料和外蒙皮面板金属材料一致，内蒙皮金属薄板与外蒙皮金属板材厚度比例为2:3。在鸟撞过程中，内蒙皮主要通过塑性变形吸收鸟体撞击能，为鸟撞事故的最后一道防线。
与传统铝合金蒙皮相比，内垫夹层复合蒙皮可有效保护机翼内部结构，防止鸟体进入。
与Clare层合蒙皮相比，内垫夹层复合蒙皮通过夹层吸能特点，有效保护了翼肋等支撑件不被破坏。
与含单向斜支板和双向斜支板的蒙皮结构相比，内垫夹层层合蒙皮的应用范围不仅局限于机翼前缘等尖端位置，还可应用于雷达罩，油箱外壳。内垫夹层层合蒙皮的应用范围较广。
夹层结构易于拆卸，在鸟撞事故后，只需更换新的夹层结构即可，维修成本较低。
本发明所述复合材料机翼前缘蒙皮防撞性能优良，可以逐层吸收耗散能量来提高机翼前缘蒙皮鸟撞击能力，有效地保护飞机的安全。
本发明所述的一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮的制备方法是采用如下技术方案实现的：一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮的制备方法，（1）制备铝合金/玄武岩纤维布金属层板：
1）磷酸阳极化处理铝合金板表面
首先，将0.6mm厚度的铝合金箔板放在丙酮溶液中进行超声波清洗，然后配置浓度为2.5%氢氧化钠和2.5%碳酸钠溶液，将两种溶液按质量比1:1比例混合均匀，再将厚度为0.6mm的铝合金箔板浸泡在混合液中，浸泡时间5min；接着将铝合金箔板在浓度为15%的硝酸浸泡5min，浸泡之后用去离子水把铝合金箔板冲洗干净直至冲洗后去离子水的PH值为7；最后，将冲洗后的铝合金箔板浸泡到浓度为6.2%磷酸溶液中，进行去阳极化处理35分钟，去阳极化处理后用无水酒精将铝合金箔板清洗干净，放入真空袋中密封保存；
2）低温固化玄武岩纤维预浸料
首先将4.4二氨基二苯甲烷固化剂与环氧树脂按质量比1:4混合均匀，放到烘箱中加热到固化剂熔点68-70℃，使固化剂完全溶于环氧树脂后，将混合溶液置于真空干燥箱中抽真空，除去多余气泡，得到混合液；
第二，将单丝直径为6μm，厚度为0.12mm的玄武岩纤维布放进热处理炉烘干处理，加热温度为 80℃，保温时间50min；
最后，将固化剂和环氧树脂混合液均匀涂敷在烘干处理后的玄武岩纤维布上，使其完全渗透，将涂敷混合溶液的玄武岩纤维布置于烘箱中加热到68℃, 使混合液更加均匀涂覆于玄武岩纤维布上；保温30min之后随炉自然冷却，晾干之后放入真空袋中密封保存，形成厚度为0.15mm的玄武岩纤维布预浸料；
3）真空袋法制备铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料
将玄武岩纤维布预浸料置于0.6mm厚的铝合金箔板上面，然后依次覆盖上铝合金箔板、0.15mm厚的玄武岩纤维布预浸料以及铝合金箔板，共计五层，各个板层之间采用环氧AB胶粘接住，然后放入真空袋，抽真空后施加20Mpa, 保压10h后, 即制备得到铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料；
（2）夹层芯材制备
将铝箔加工成Ω型夹层芯材；铝箔厚度为1.5mm，包括位于空腔中心的主弧面以及位于主弧面两侧的数目相同的侧弧面；
（3） 把铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料，Ω型铝芯材以及作为内蒙皮的0.8mm厚铝合金板采用聚丙烯胶膜粘接在一起，0.5MPa压力下，固化15h后卸压，进一步采用铆钉铆接机翼外蒙皮和内蒙皮，得到内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮。
只有采用上述各项工艺步骤以及相应的工艺参数，才能够制备出符合相关标准以及规定的，能够实际应用的内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮。
附图说明
图1是内垫Ω夹层复合蒙皮结构示意图。
1-外蒙皮，2-夹层芯板，3-内蒙皮，4-主弧面，5-侧弧面，6-支撑面。
图2是纤维金属层合板示意图。
图3是内垫Ω夹层复合蒙皮结构在370km/h鸟速撞击下10ms时外蒙皮结构变化图。
图4是内垫Ω夹层复合蒙皮结构在370km/h鸟速撞击下10ms时Ω夹层结构结构变化图。
图5是内垫Ω夹层复合蒙皮结构在370km/h鸟速撞击下10ms时内蒙皮结构变化图。
图6是铝合金传统单蒙皮结构在370km/h鸟速撞击下10ms时蒙皮结构变化图。
图7是Clare层合蒙皮在370km/h鸟速撞击下10ms时蒙皮结构变化图。
图8是370km/h鸟速撞击下三种蒙皮外蒙皮最大位移时间变化图。
具体实施方式
本发明提供一种铝合金/玄武岩纤维金属层板、Ω形夹层芯材、铝合金薄板三部分组合而成的机翼前缘蒙皮。
一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮，包括外蒙皮、内蒙皮以及夹层芯材；所述内蒙皮通过其边缘与外蒙皮铆钉铆接构成一个具有空腔的蒙皮结构；所述夹层芯材位于空腔内且固定在内蒙皮的内侧面，夹层芯材的顶部与外蒙皮内侧面之间存有间隙。
所述外蒙皮采用3/2结构纤维金属层板，依次由金属薄板、纤维布、金属薄板、纤维布、金属薄板共五层叠压而成；所述内蒙皮采用与外蒙皮的金属薄板相同的材质制成。
夹层芯材采用金属薄片制备的M型或Ω形或正弦函数型且有多个，选择高度最高的一个夹层芯材作为主弧面固定在空腔中心，其余夹层芯材按照高度由大到小的次序由主弧面向两侧排列作为侧弧面；主弧面两侧的侧弧面呈对称排列；所有夹层芯材顶部与外蒙皮内侧面余留0.4-0.6mm距离。
金属薄板厚度与纤维布的厚度比例为4:1或者5:1；金属薄板和纤维布交替叠层粘接而成；内蒙皮金属薄板与外蒙皮金属板材厚度比例为2:3。
所述金属薄板采用铝合金，纤维布采用玄武岩纤维。
夹层芯材选用金属薄片制备的Ω形。
如图1所示，内外蒙皮构成一个内部为空腔的弓形结构，空腔基本呈狭长的结构，内部固定有夹层芯层（褶皱夹层），夹层可以做成多种结构，M型或Ω形或正弦函数型，数量根据实际情况而定；图2为外蒙皮的结构，有三层金属薄板和两层纤维布构成。
（1）制备铝合金/玄武岩纤维布金属层板：
1）磷酸阳极化处理铝合金板表面
首先，将0.6mm厚度的铝合金箔板放在丙酮溶液中进行超声波清洗。然后配置浓度为2.5%氢氧化钠和2.5%碳酸钠溶液，将两种溶液按质量比1:1比例混合均匀，再将厚度为0.6mm的2024-T3铝合金板浸泡在混合液中，浸泡时间5min；接着将2024-T3 铝合金板在浓度为15%的硝酸浸泡5min，浸泡之后用去离子水把2024-T3 铝合金板冲洗干净直至冲洗后去离子水的PH值为7；最后，将冲洗后的铝合金薄板浸泡到浓度为6.2%磷酸溶液中，进行去阳极化处理35分钟，去阳极化处理后无水酒精清洗干净放入真空袋中密封保存。
2）低温固化玄武岩纤维预浸料
首先将4.4二氨基二苯甲烷固化剂100g与环氧树脂400g混合均匀，放到烘箱中加热到固化剂熔点约68-70℃，使固化剂完全溶于环氧树脂后，并将混合溶液置于真空干燥箱中抽真空,除去多余气泡,得到混合液。
第二，将单丝直径为6μm，厚度为0.12mm玄武岩纤维布放进热处理炉烘干处理，加热温度为 80℃，保温时间50min。
最后，将固化剂和环氧树脂混合液均匀涂敷在烘干处理后的玄武岩纤维布上，使其完全渗透，将涂敷混合溶液的纤维布置于烘箱中加热到68℃, 使混合液更加均匀涂覆于玄武岩纤维布上。保温30min之后随炉自然冷却，晾干之后放入真空袋中密封保存。
纤维/树脂预浸料层的厚度约为0.15mm
3）真空袋法制备铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料
将玄武岩纤维布预浸料置于0.6mm 厚 2024-T3 铝合金板上面，然后依次覆盖上铝合金箔材、0.15mm厚的玄武岩纤维布预浸料，共计五层，各个板层之间采用环氧AB胶粘接住，然后放入真空袋，抽真空后施加20Mpa, 保压10h后, 即制备得到铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料。
（2）夹层铝材制备
LF2Y的铝箔加工成如图4 所示的Ω型夹层芯材。LF2Y的铝箔厚度为1.5mm， 其中主弧面高度H为60mm， 宽度D为80mm，而侧弧面宽度为d均为60mm，其高度h为17mm、14mm、11mm、8mm、5mm，且倾斜角为5。。支撑面为43.5mm。
（3）把铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料，Ω型LF2Y铝合金芯材、以及0.8 mm厚2024-T3 铝合金板采用聚丙烯胶膜粘接在一起，0.5MPa压力下，固化15h后卸压，进一步采用铆钉加固机翼外蒙皮和内蒙皮，得到飞机机翼前缘蒙皮。
（4）仿真分析
以NACA0010翼型为例，采用ANSYS/LS-DYNA软件对于370m/s的速度下3mm传统铝合金蒙皮结构、3mmCLARE层合蒙皮、内垫夹层结构蒙皮（内外蒙皮2.5mm，夹层铝箔厚度为0.5mm）的抗鸟撞性能进行对比分析。
1)损伤情况
在370km/h撞击速度下，内垫夹层结构蒙皮内外蒙皮均未破损（见图3、5），内垫夹层出现破损（见图4），传统铝合金蒙皮造成破坏（见图6）。Clare层合蒙皮未破损，出现凹陷（见图7）。
2)外蒙皮最大位移分析
图8为370km/h撞击速度下三种结构蒙皮最大位移-时间变化图。可知铝合金蒙皮的最大位移为119.6mm。CLARE蒙皮的最大位移为110.4mm,且蒙皮回弹性能差，最后蒙皮的凹陷约为83mm左右。可知内垫夹层结构蒙皮的最大位移为78.2mm,且蒙皮回弹性能较强，最后蒙皮的凹陷约为20mm左右。
综上所述，内垫夹层结构蒙皮可有效防止鸟体穿透机翼蒙皮，且其夹层结构可有效吸收鸟体动能，蒙皮最大位移与撞击位置应力均小于Clare层合蒙皮。内垫夹层结构蒙皮有着较为优良的抗鸟撞性能。

Claims (7)

1.一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮，其特征在于，包括外蒙皮、内蒙皮以及夹层芯材；所述内蒙皮通过其边缘与外蒙皮铆钉铆接构成一个具有空腔的蒙皮结构；所述夹层芯材位于空腔内且固定在内蒙皮的内侧面，夹层芯材的顶部与外蒙皮内侧面之间存有间隙；所述外蒙皮采用3/2结构纤维金属层板，依次由金属薄板、纤维布、金属薄板、纤维布、金属薄板共五层叠压而成；所述内蒙皮采用与外蒙皮的金属薄板相同的材质制成；夹层芯材采用金属薄片制备的M型或Ω形或正弦函数型且有多个，选择高度最高的一个夹层芯材作为主弧面固定在空腔中心，其余夹层芯材按照高度由大到小的次序由主弧面向两侧排列作为侧弧面；主弧面两侧的侧弧面呈对称排列；所有夹层芯材顶部与外蒙皮内侧面余留0.4-0.6mm的距离。
2.如权利要求1所述的一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮，其特征在于，金属薄板厚度与纤维布的厚度比例为4:1或者5:1；金属薄板和纤维布交替叠层粘接而成；内蒙皮金属薄板与外蒙皮金属板材厚度比例为2:3。
3.如权利要求1或2所述的一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮，其特征在于，所述金属薄板采用铝合金，纤维布采用玄武岩纤维。
4.如权利要求1所述的一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮，其特征在于，夹层芯材选用金属薄片制备的Ω形。
5.一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：（1）制备铝合金/玄武岩纤维布金属层板：
1）磷酸阳极化处理铝合金板表面
首先，将0.6mm厚度的铝合金箔板放在丙酮溶液中进行超声波清洗，然后配置浓度为2.5%氢氧化钠和2.5%碳酸钠溶液，将两种溶液按质量比1:1比例混合均匀，再将厚度为0.6mm的铝合金箔板浸泡在混合液中，浸泡时间5min；接着将铝合金箔板在浓度为15%的硝酸浸泡5min，浸泡之后用去离子水把铝合金箔板冲洗干净直至冲洗后去离子水的PH值为7；最后，将冲洗后的铝合金箔板浸泡到浓度为6.2%磷酸溶液中，进行阳极化处理35分钟，阳极化处理后用无水酒精将铝合金箔板清洗干净，放入真空袋中密封保存；
2）低温固化玄武岩纤维预浸料
首先将4.4二氨基二苯甲烷固化剂与环氧树脂按质量比1:4混合均匀，放到烘箱中加热到固化剂熔点68-70℃，使固化剂完全溶于环氧树脂后，将混合溶液置于真空干燥箱中抽真空，除去多余气泡，得到混合液；
第二，将单丝直径为6μm，厚度为0.12mm的玄武岩纤维布放进热处理炉烘干处理，加热温度为 80℃，保温时间50min；
最后，将固化剂和环氧树脂混合液均匀涂敷在烘干处理后的玄武岩纤维布上，使其完全渗透，将涂敷混合溶液的玄武岩纤维布置于烘箱中加热到68℃, 使混合液更加均匀涂覆于玄武岩纤维布上；保温30min之后随炉自然冷却，晾干之后放入真空袋中密封保存，形成厚度为0.15mm的玄武岩纤维布预浸料；
3）真空袋法制备铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料
将玄武岩纤维布预浸料置于0.6mm厚的铝合金箔板上面，然后依次覆盖上铝合金箔板、0.15mm厚的玄武岩纤维布预浸料以及铝合金箔板，共计五层，各个板层之间采用环氧AB胶粘接住，然后放入真空袋，抽真空后施加20Mpa, 保压10h后, 即制备得到铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料；
（2）夹层芯材制备
将铝箔加工成Ω型夹层芯材；铝箔厚度为1.5mm，包括位于空腔中心的主弧面以及位于主弧面两侧的数目相同的侧弧面；
（3）把铝合金/玄武岩纤维布叠层复合材料，Ω型铝芯材以及作为内蒙皮的0.8 mm厚铝合金板采用聚丙烯胶膜粘接在一起，0.5MPa压力下，固化15h后卸压，然后采用铆钉固定内外蒙皮，得到内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮。
6.如权利要求5所述的一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮的制备方法，其特征在于，步骤（2）中，位于中心的主弧面高度H为60mm，宽度D为80mm，而侧弧面宽度d均为60mm，侧弧面高度h由主弧面向两侧逐渐递减，分别为17mm、14mm、11mm、8mm、5mm，且倾斜角均为5°，支撑面均为43.5mm。
7.如权利要求5或6所述的一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮的制备方法，其特征在于，所述铝合金采用2024-T3铝合金；所述铝箔材质为LF2Y。
CN201710561913.4A 2017-07-11 2017-07-11 一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法 Expired - Fee Related CN107499495B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710561913.4A CN107499495B (zh) 2017-07-11 2017-07-11 一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710561913.4A CN107499495B (zh) 2017-07-11 2017-07-11 一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107499495A CN107499495A (zh) 2017-12-22
CN107499495B true CN107499495B (zh) 2020-03-24

Family

ID=60678636

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710561913.4A Expired - Fee Related CN107499495B (zh) 2017-07-11 2017-07-11 一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107499495B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109229399A (zh) * 2018-09-25 2019-01-18 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机前缘抗鸟撞结构
CN111824356B (zh) * 2020-07-29 2021-10-08 中国船舶工业集团公司第七0八研究所 一种轮印载荷作用下的i型夹层结构设计方法
CN112265651B (zh) * 2020-08-25 2022-05-24 中国航天空气动力技术研究院 一种太阳能飞机超轻前缘结构及其制备方法
CN114248510B (zh) * 2020-09-24 2024-03-22 中国民航大学 一种具备吸能防护功能的飞机
CN115258191A (zh) * 2022-09-26 2022-11-01 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种装配间隙补偿方法
CN116394545B (zh) * 2023-06-09 2023-08-04 成都泰格尔航天航空科技股份有限公司 前缘蒙皮成型方法及前缘蒙皮

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5791118A (en) * 1995-07-28 1998-08-11 Jordan; Kurt M. Energy absorbing fiberglass sandwich panel with corrugated core
DE102004024878A1 (de) * 2004-05-19 2005-12-15 Schäpers, Michael Sandwichelement
GB2475523B (en) * 2009-11-20 2012-09-05 Gkn Aerospace Services Ltd Dual-skin structures
CN102030102B (zh) * 2010-11-18 2013-05-08 西北工业大学 一种抗鸟撞飞机平尾前缘
CN104015917A (zh) * 2014-06-16 2014-09-03 上海飞机制造有限公司 一种用作飞机壁板的纤维铝锂合金层板及其制备方法
CN104059335A (zh) * 2014-06-25 2014-09-24 四川航天五源复合材料有限公司 一种连续玄武岩纤维复合材料及其制备方法
CN104129081A (zh) * 2014-06-25 2014-11-05 四川航天五源复合材料有限公司 一种连续玄武岩纤维复合材料的制备工艺
CN105538745A (zh) * 2015-12-14 2016-05-04 中国商用飞机有限责任公司 一种铝合金纤维层板结构件的成形方法及其层板结构件
CN106584966B (zh) * 2016-12-21 2019-07-16 哈尔滨工业大学 一种Ti/Al/Cf层状复合材料的制备方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107499495A (zh) 2017-12-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107499495B (zh) 一种内垫夹层芯材的复合材料机翼前缘蒙皮及其制备方法
US8066222B2 (en) Energy absorbing impact band
CN109855473B (zh) 一种复合防弹装甲板及其制备方法
CN106828873B (zh) 一种具有压电除冰功能的翼型前缘的成型方法
WO2009135442A1 (zh) 镁合金蜂窝板及其生产工艺
CN109113810B (zh) 具有蜂窝型负泊松比结构的发动机包容环及制造方法
CN106393915A (zh) 防撞板及其制作方法
US20180127081A1 (en) Panel structure for an aircraft and manufacturing method thereof
JP2009545482A (ja) 航空機用ドアの取付用枠組体
CN202320773U (zh) 一种抗鸟撞飞机尾翼
CN102030102A (zh) 一种抗鸟撞飞机平尾前缘
US10369762B2 (en) Impact resistant sandwich structure
CN106986003B (zh) 一种有单斜板的抗鸟撞飞机尾翼前缘
WO2014094549A1 (zh) 一种飞机翼面前缘结构
CN206085891U (zh) 防撞板
CN111347736B (zh) 一种具有夹层芯材的复合金属结构及其制备方法
CN206939036U (zh) 一种夹芯蒙皮结构
CN207697166U (zh) 蜂窝体碰撞吸能模块
CN208000077U (zh) 防弹方舱板材
CN201971150U (zh) 一种有前缘加固件的飞机平尾
CN109592009A (zh) 一种飞机腹鳍结构
CN109383755A (zh) 一种可抗鸟撞的飞机前缘结构
CN207045686U (zh) 一种机翼前缘蒙皮结构
CN108099281B (zh) 一种飞机机头用复合材料抗鸟撞挡板
CN102556333A (zh) 一种民用飞机机身底部波纹梁结构吸能方案

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Yuan Meini

Inventor after: Xin Le

Inventor after: Yao Leibin

Inventor after: Li Pan

Inventor after: Li Yao

Inventor after: Zhao Xingcheng

Inventor after: Li Lizhou

Inventor before: Yuan Meini

Inventor before: Li Pan

Inventor before: Xin Le

Inventor before: Li Yao

Inventor before: Zhao Xingcheng

Inventor before: Yao Leibin

Inventor before: Li Lizhou

CB03 Change of inventor or designer information
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20200324

Termination date: 20200711

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee