[发明专利]一种复合材料壳体内环向加强筋成型方法

说明书

本发明提供了一种复合材料壳体内环向加强筋成型方法，所述加强筋包括：第一加强筋及第二加强筋，所述方法包括：在所述壳体的第一位置处安装第一定位部件，在所述壳体的第二位置处安装第二定位部件；利用所述第一定位部件安装所述第一加强筋，利用所述第二定位部件安装所述第二加强筋；利用对接组件对所述第一加强筋与所述第二加强筋的对接部位进行调节；拆除所述第一定位部件及所述第二定位部件，对所述壳体及所述加强筋进行共固化处理；其中，所述加强筋与所述壳体为相同的复合材料；所述壳体的直径至少为2m，长度至少为4m。

技术领域

本发明属于复合材料加工技术领域，尤其涉及一种复合材料壳体内环向加强筋成型方法。

背景技术

轻量化设计及制造技术是航空航天领域产品承载结构重点研究发展方向之一，复合材料具有低密度、高强高模、耐酸碱腐蚀等一系列优点，可替代传统的金属材料，实现承载功能与轻量化目标，在航空航天产品领域具有广阔的应用前景。

作为复合材料壳体的主要承载结构，内环向加强筋的成型质量是实现壳体承载功能的重要因素之一。内环向加强筋的成型质量主要包括加强筋本身结构的承载强度及加强筋同复合材料壳体的结合强度，常用的内环向加强筋成型技术主要有粘接技术和共固化技术。但粘结技术和共固化技术一般用于简单结构内环向加强筋的成型，但针对大尺寸复合材料壳体，加强筋同壳体的结合界面易出现质量缺陷。尤其是整体结构内环向筋粘接过程中易出现脱粘缺陷；同时，由于大尺寸复合材料壳体两端端框的位置干涉，整体结构内环向加强筋无法实现在壳体内部定位装配。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明实施例提供了一种复合材料壳体内环向加强筋成型方法，用于解决现有技术中对大尺寸复合材料壳体及加强筋进行结合时，定位不准及容易脱落导致不能确保结合界面质量的技术问题。

本发明提供一种复合材料壳体内环向加强筋成型方法，所述加强筋包括：第一加强筋及第二加强筋，所述方法包括：

在所述壳体的第一位置处安装第一定位部件，在所述壳体的第二位置处安装第二定位部件；

利用所述第一定位部件安装所述第一加强筋，利用所述第二定位部件安装所述第二加强筋；

利用对接组件对所述第一加强筋与所述第二加强筋的对接部位进行调节；

拆除所述第一定位部件及所述第二定位部件，对所述壳体及所述加强筋进行共固化处理；其中，所述加强筋与所述壳体为相同的复合材料；所述壳体的直径至少为2m，长度至少为4m。

上述方案中，所述拆除所述第一定位部件及所述第二定位部件之前，还包括：

在所述壳体与所述加强筋之间的装配间隙均匀填充预浸料。

上述方案中，所述利用对接组件对所述第一加强筋与所述第二加强筋的对接部位进行调节后，还包括：

在所述对接部位上覆盖搭接片，所述搭接片与所述壳体、所述加强筋为相同的复合材料。

上述方案中，所述在所述壳体的第一位置处安装第一定位部件，在所述壳体的第二位置处安装第二定位部件之前，还包括：

利用预浸料在壳体成型模具内铺层，合模后，在100℃～120℃的温度下对所述壳体进行预成型。

上述方案中，所述在所述壳体的第一位置处安装第一定位部件，在所述壳体的第二位置处安装第二定位部件之前，还包括：

利用预浸料在第一加强筋成型模具内铺层，合模后，在100℃～120℃的温度下进行预成型；

利用预浸料在第二加强筋成型模具内铺层，合模后，在100℃～120℃的温度下进行预成型。

上述方案中，所述在所述壳体的第一位置处安装第一定位部件，在所述壳体的第二位置处安装第二定位部件之前，还包括：