CN113602474B - 一种热塑性复合材料机翼油箱盒段及其制造方法 - Google Patents

Abstract

一种热塑性复合材料机翼油箱盒段及其制造方法，涉及飞机油箱盒段设计技术领域，包括：壁板单元，所述壁板单元之间相对设置；梁单元，所述梁单元设置在所述壁板单元之间，用于支撑所述壁板单元；肋单元，所述肋单元沿所述壁板单元和所述梁单元内侧轮廓设置，用于加固所述壁板单元和所述梁单元；其中，所述壁板单元、所述梁单元和所述肋单元均采用热塑性复合材料。本发明采用热塑性焊接工艺进行连接，不使用紧固件对零件进行连接，不用钻孔，提高装配效率，减少零件缺陷风险；不使用衬套螺栓，降低制造成本，同时满足闪电防护要求；不使用加强铜网，减轻结构重量，同时满足闪电防护要求；不使用密封胶，满足密封要求，减少装配工序。

Description

一种热塑性复合材料机翼油箱盒段及其制造方法

技术领域

本发明涉及飞机油箱盒段设计技术领域，尤其涉及一种热塑性复合材料机翼油箱盒段及其制造方法。

背景技术

大型民机机翼主盒段主要作用为承受并传递由气动载荷造成的机翼弯矩和剪力。主要组成结构包括上下加筋壁板、前后梁和沿展向布置的肋。由于碳纤维增强复合材料具有高比强、高比刚、可设计、抗疲劳、耐腐蚀、少维护等性质，在国际最先进的大型民机上已得到广泛应用。目前，碳纤维增强热固性树脂基复合材料(以下简称“热固性复合材料”)是先进大型民机机翼盒段主结构中广泛采用的材料。在B787飞机、空客A350xwb机翼主盒段结构中，上下壁板、前后梁结构采用热固性复合材料，翼肋采用金属结构；在尾翼盒段中，壁板、梁、肋结构则均采用热固性复合材料。

现有的热固性复合材料机翼盒段，有以下几点不足：

1.壁板与梁、壁板与肋、梁与肋等部件间连接，仍需采用紧固件连接，带来钻孔、封包等附件工序，增加装配工序，增加引入零件缺陷风险，降低装配效率；

2.在机翼主盒段油箱区，所有与盒段外部连接的紧固件都需要使用一种特制的衬套紧固件，该紧固件造价昂贵，是普通高锁紧固件的数十倍，大幅提高装配成本；

3.为使油箱区保持密封状态，在所有可能的油箱与外界的通路都需要进行密封处理，常见的密封操作包括贴合面密封、填角密封等，增加装配工序，降低装配效率；

4.为满足闪电防护要求，在壁板上紧固件区域铺设的加强铜网，增加了结构重量，对壁板固化后的变形状态有较大影响；

5.热固性复合材料韧性较差，抗冲击性能较差。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种热塑性复合材料机翼油箱盒段及其制造方法，采用热塑性焊接工艺进行连接，不使用紧固件对零件进行连接，不用钻孔，提高装配效率，减少零件缺陷风险；不使用衬套螺栓，降低制造成本，同时满足闪电防护要求；不使用加强铜网，减轻结构重量，同时满足闪电防护要求；不使用密封胶，满足密封要求，减少装配工序。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

根据本发明的第一方面，提供了一种热塑性复合材料机翼油箱盒段，包括：

壁板单元，所述壁板单元之间相对设置，用于承受并传递气动载荷；

梁单元，所述梁单元设置在所述壁板单元之间，用于支撑所述壁板单元；

肋单元，所述肋单元沿所述壁板单元和所述梁单元内侧轮廓设置，用于支撑所述壁板单元并与所述梁单元组成空间盒式结构；

其中，所述壁板单元、所述梁单元和所述肋单元均采用热塑性复合材料。

进一步的，所述壁板单元包括蒙皮和长桁，所述长桁设在所述蒙皮内侧；

所述梁单元分别设置在壁板单元左右两侧，包括梁缘条和梁腹板，所述梁缘条分别垂直设置在所述梁腹板的上下两端；

所述肋单元包括肋腹板和肋缘条，所述肋腹板沿所述长桁和所述梁腹板的内侧轮廓设置，所述肋缘条垂直设置在所述肋腹板边缘处。

进一步的，所述长桁的截面呈Z型，包括长桁腹板和长桁缘条；

所述长桁腹板与所述蒙皮垂直设置；

所述长桁缘条分别垂直设置在所述长桁腹板两端；

若干个长桁沿蒙皮内侧同向排列。

进一步的，所述肋缘条包括横向肋缘条和纵向肋缘条；

所述横向肋缘条与所述蒙皮平行设置；

所述纵向肋缘条与所述梁腹板平行设置。

进一步的，所述蒙皮内侧与所述长桁底面外侧、所述蒙皮内侧与所述梁缘条外侧、所述长桁底面内侧与所述横向肋缘条外侧、所述梁腹板内侧与所述纵向肋缘条外侧均通过热塑性焊接方式固定连接。

进一步的，所述梁缘条、所述肋缘条和所述长桁缘条的端部均设有斜角，所述斜角为30°～35°。

进一步的，所述壁板单元的外侧还设有用于防护雷击的铜网，所述铜网的密度为60～70g/m²。

进一步的，所述热塑性复合材料为以热塑性树脂为基体的碳纤维增强复合材料。

根据本发明的第二方面，提供了一种热塑性复合材料机翼油箱盒段制造方法，所述方法包括：

步骤1：基于自动铺丝原位工艺制造梁单元和壁板单元的蒙皮，基于模压成型工艺制造肋单元和壁板单元的长桁；

步骤2：在局部加热与压力的作用下，分别使蒙皮内形面与长桁底面界面，蒙皮内形面与梁缘条外形面界面、长桁内形面与肋缘条外形面界面、梁腹板内形面与肋缘条外形面界面自粘接。

进一步的，所述步骤2能够采用感应焊接的方式，在待焊接部件表面结合处铺放电磁化合物，施加磁场加热至300℃～400℃完成界面自粘接。

相对于现有技术，本发明所述的一种热塑性复合材料机翼油箱盒段及其制造方法，具有如下优势：

1.本发明零件均采用热塑性复合材料制造。其中，蒙皮采用自动铺丝原位成型工艺，筋条为Z字型，采用连续模压成型工艺，梁采用自动铺丝原位成型工艺，肋采用模压成型工艺；

2.壁板与梁缘条、壁板与肋缘条、肋与梁采用热塑性焊接工艺进行连接；

3.由于该翼梁缘条没有与壁板进行机械连接，无需钻孔，无需使用衬套螺栓，提高装配成本，降低制造成本；

4.由于机翼油箱在此处没有紧固件贯穿，在此处壁板外侧不用铺覆加强铜网，可节省结构重量，满足闪电防护要求；

5.由于翼梁缘条与壁板间无焊接间隙，无需进行密封，提高装配效率。

6.对梁缘条边缘、肋缘条边缘，均采用坡度极缓的斜角设计，以使局部刚度缓慢变化，减少脱粘风险。

附图说明

说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

在附图中：

图1是本发明实施例中的热塑性复合材料机翼油箱盒段的整体示意图；

图2是本发明实施例中的热塑性复合材料机翼油箱盒段的制造方法流程示意图。

其中，1-蒙皮；2-梁腹板；3-梁缘条；4-肋腹板；5-肋缘条；6-长桁；7-蒙皮与长桁焊接界面；8-长桁与肋缘条焊接界面；9-梁缘条与蒙皮焊接界面；10-梁腹板与肋缘条焊接界面；11-铜网；12-梁缘条斜削角；13-长桁缘条斜削角；14-肋缘条斜削角。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置和方法的例子。

本发明的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例，例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

多个，包括两个或者两个以上。

和/或，应当理解，对于本发明中使用的术语“和/或”，其仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系。例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。

一种热塑性复合材料机翼油箱盒段，包括：

壁板单元，壁板单元之间相对设置，用于承受并传递气动载荷；

梁单元，梁单元设置在壁板单元之间，用于支撑壁板单元；

肋单元，肋单元沿壁板单元和梁单元内侧轮廓设置，用于支撑壁板单元并与梁单元组成空间盒式结构；

其中，壁板单元、梁单元和肋单元均采用热塑性复合材料。

优选的，壁板单元包括蒙皮和长桁，长桁设在蒙皮内侧；

梁单元分别设置在壁板单元左右两侧，包括梁缘条和梁腹板，梁缘条分别垂直设置在梁腹板的上下两端；

肋单元包括肋腹板和肋缘条，肋腹板沿长桁和梁腹板的内侧轮廓设置；肋缘条垂直设置在肋腹板边缘处。

优选的，长桁的截面呈Z型，包括长桁腹板和长桁缘条；

长桁腹板与蒙皮垂直设置；

长桁缘条分别垂直设置在长桁腹板两端；

若干个长桁沿蒙皮内侧同向排列。

优选的，肋缘条包括横向肋缘条和纵向肋缘条；

横向肋缘条与蒙皮平行设置；

纵向肋缘条与梁腹板平行设置。

优选的，蒙皮内侧与长桁底面外侧、蒙皮内侧与梁缘条外侧、长桁底面内侧与横向肋缘条外侧、梁腹板内侧与纵向肋缘条外侧均通过热塑性焊接方式固定连接。

优选的，梁缘条、肋缘条和长桁缘条的端部均设有斜角，斜角为30°～35°。

优选的，壁板单元的外侧还设有用于防护雷击的铜网，铜网的密度为60～70g/m²。

优选的，热塑性复合材料为以热塑性树脂为基体的碳纤维增强复合材料。

一种热塑性复合材料机翼油箱盒段制造方法，包括：

步骤1：基于自动铺丝原位工艺制造梁单元和壁板单元的蒙皮，基于模压成型工艺制造肋单元和壁板单元的长桁；

步骤2：在局部加热与压力的作用下，分别使蒙皮内形面与长桁底面界面，蒙皮内形面与梁缘条外形面界面、长桁内形面与肋缘条外形面界面、梁腹板内形面与肋缘条外形面界面自粘接。

优选的，步骤2能够采用感应焊接的方式，在待焊接部件表面结合处铺放电磁化合物，施加磁场加热至300℃～400℃完成界面自粘接。

实施例：

本发明的具体方案如图1所示，复合材料机翼盒段采用双梁多肋式结构，各部件零件均采用热塑性复合材料制造。其中，蒙皮1采用自动铺丝原位成型工艺，长桁6采用Z型结构，适用于连续模压成型工艺，梁腹板2和梁缘条3采用自动铺丝原位成型工艺，肋腹板4和肋缘条5采用模压成型工艺。

其中，两个蒙皮1相对设置，长桁6设在蒙皮1内侧，用于将蒙皮1传递来的气动载荷以多支点梁的载荷形式传递给翼肋，Z型的长桁6抗弯刚度较高，结构效率高，相比同样抗弯刚度较高的工型长桁，制造简单；两个梁腹板2通过梁缘条3分别固定在蒙皮1内的两侧，起到支撑的作用；肋腹板4沿长桁6和梁腹板2内侧轮廓设置，并通过肋缘条5与之固定；同时，蒙皮1外侧还设有密度为60g/m²的铜网11，用于防护雷击。

与传统的热固性复合材料机翼主盒段相比，由于本发明中涉及的零部件均采用热塑性复合材料，零件可反复融化-固化，已完成制造的零件，在局部加热和压力的作用下，能够使零件间界面自粘接。实现零件间界面加热加压的工艺有很多种，统称为热塑性复合材料焊接工艺。

本发明采用热塑性焊接工艺对蒙皮与长桁焊接界面7、长桁与肋缘条焊接界面8、梁缘条与蒙皮焊接界面9、梁腹板与肋缘条焊接界面10进行连接。通过采用热塑性焊接连接，在满足强度要求的情况下，在各个零件连接界面均可大规模减少或避免使用紧固件的应用，减少复合材料钻孔，简化装配工序；减少紧固件连接后，伴随着衬套螺栓的用量大幅减少，可大幅降低部件成本，同时闪电防护风险也大幅降低。同时，由于焊接工艺使零件间界面大量减少，盒段中仅有少数位置需要额外密封，大量减少了密封剂的使用，简化装配工序，降低了结构重量。由于紧固件的大规模减少，加强铜网的使用也大幅减少，也可降低结构重量；与此同时，热塑性复合材料提高了机翼主盒段的抗冲击性能，降低了结构重量。

此外，为了增大焊接面积，提高零件间连接区承载水平，降低应力集中，对缘条边缘均采用坡度极缓的斜角设计，以使局部刚度缓慢变化，减少脱粘风险，其中，梁缘条斜削角12、长桁缘条斜削角13和肋缘条斜削角14优选为32.5°。

如图2所示，一种热塑性复合材料机翼油箱盒段制造方法，包括：

步骤1：基于自动铺丝原位工艺制造梁单元和壁板单元的蒙皮，基于模压成型工艺制造肋单元和壁板单元的长桁；

步骤2：采用感应焊接的方式，在前述部件表面结合处铺放电磁化合物，施加磁场加热至300℃～400℃完成界面自粘接。

上面结合附图对本发明的实施方式进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。

Claims (5)

1.一种热塑性复合材料机翼油箱盒段，其特征在于，包括：

壁板单元，所述壁板单元之间相对设置，用于承受并传递气动载荷；

梁单元，所述梁单元设置在所述壁板单元之间，用于支撑所述壁板单元；

肋单元，所述肋单元沿所述壁板单元和所述梁单元内侧轮廓设置，用于支撑所述壁板单元并与所述梁单元组成空间盒式结构；

其中，所述壁板单元、所述梁单元和所述肋单元均采用热塑性复合材料；

所述壁板单元包括蒙皮和长桁，所述长桁设在所述蒙皮内侧；

所述梁单元分别设置在壁板单元左右两侧，包括梁缘条和梁腹板，所述梁缘条分别垂直设置在所述梁腹板的上下两端；

所述肋单元包括肋腹板和肋缘条，所述肋腹板沿所述长桁和所述梁腹板的内侧轮廓设置；所述肋缘条垂直设置在所述肋腹板边缘处

所述长桁的截面呈Z型，包括长桁腹板和长桁缘条；

所述长桁腹板与所述蒙皮垂直设置；

所述长桁缘条分别垂直设置在所述长桁腹板两端；

若干个长桁沿蒙皮内侧同向排列；

所述肋缘条包括横向肋缘条和纵向肋缘条；

所述横向肋缘条与所述蒙皮平行设置；

所述纵向肋缘条与所述梁腹板平行设置；

所述蒙皮内侧与所述长桁底面外侧、所述蒙皮内侧与所述梁缘条外侧、所述长桁底面内侧与所述横向肋缘条外侧、所述梁腹板内侧与所述纵向肋缘条外侧均通过热塑性焊接方式固定连接；

所述梁缘条、所述肋缘条和所述长桁缘条的端部均设有斜角，所述斜角为30°～35°；

所述梁单元和所述壁板单元的蒙皮基于自动铺丝原位工艺制造；所述肋单元和所述壁板单元的长桁基于模压成型工艺制造。

2.根据权利要求1所述的一种热塑性复合材料机翼油箱盒段，其特征在于，所述壁板单元的外侧还设有用于防护雷击的铜网，所述铜网的密度为60～70g/m²。

3.根据权利要求1所述的一种热塑性复合材料机翼油箱盒段，其特征在于，所述热塑性复合材料为以热塑性树脂为基体的碳纤维增强复合材料。

4.一种热塑性复合材料机翼油箱盒段制造方法，所述方法用于制造如权利要求1～3任一项所述的机翼油箱盒段，其特征在于，所述方法包括：

步骤1：基于自动铺丝原位工艺制造梁单元和壁板单元的蒙皮，基于模压成型工艺制造肋单元和壁板单元的长桁；

步骤2：在局部加热与压力的作用下，分别使蒙皮内形面与长桁底面界面，蒙皮内形面与梁缘条外形面界面、长桁内形面与肋缘条外形面界面、梁腹板内形面与肋缘条外形面界面自粘接。

5.根据权利要求4所述的一种热塑性复合材料机翼油箱盒段制造方法，其特征在于，所述步骤2能够采用感应焊接的方式，在待焊接部件表面结合处铺放电磁化合物，施加磁场加热至300℃～400℃完成界面自粘接。