[发明专利]一种金属构件和复合材料缝合并整体成型的方法

说明书

本发明涉及一种金属构件和复合材料缝合并整体成型的方法，该方法包括如下步骤：在金属构件的缝合区域加工出用以缝合的缝合孔，缝合孔的总面积S₀＝k₀S，S为金属构件的缝合区域的面积，0.01≤k₀≤0.1；缝合孔的孔边距d₁＝k₁d，缝合孔的孔间距d₂＝k₂d；d为缝合孔的直径，1≤k₁≤12，1.5≤k₂≤15；在金属构件的缝合区域贴上胶膜，将干态织物铺覆在金属构件的上表面和/或下表面，再对干态织物进行定型，然后将定型后的干态织物压实；缝合，获得预成型体；采用液态成型工艺，制得包含金属构件的复合材料制件。该方法不需要进行二次机加、铆接工序，简化成形工序，降低了成本，提高产品质量。

技术领域

本发明涉及复合材料技术领域，尤其涉及一种金属构件和复合材料缝合并整体成型的方法。

背景技术

树脂基复合材料由于其具有较高的比刚度、比强度，耐腐蚀能力等，在航空航天领域被广泛用于机翼、弹翼结构等主承力件上。目前复合材料结构的成型基本采取整体成型及分体成型机加的方法。复合材料整体成型的优点是各结构组件能均匀传递载荷，减少零部件数量，降低装配成本。但复合材料构件越复杂，模具的设计和工艺制造难度就越大。采用分体成型的复合材料采用胶接、螺接或铆接等方式连接成整体，虽可降低成型难度，但像铆接和螺接连接方式，会对复合材料结构造成的破坏，结构件性能低于整体成型的复合材料结构。

复合材料产品在制备过程中大多需要涉及到复合材料及金属的连接问题，传统的工艺方法采用铆钉装配的方式进行连接，大量铆钉的采用，不仅增加了重量和产品的工序成本，还会导致复合材料纤维连续性被破坏，致使装配孔周围破坏或者需要加固等诸多问题的产生，直接影响翼面的承载能力。因此，为了在先进的飞行结构上最大限度的发挥复合材料的减重效果和降低成本的潜力，充分进行复合材料结构与工艺一体化设计，我们发明了金属接头缝合连接一体化整体成型技术，以确保复合材料的性能优势。该发明方法采用干态纤维将金属接头与织物预成型体缝合起来，然后采用液态树脂对其浸润固化后即可以一体化成型，对上方法彻底突破了金属件与复合材料只能依靠粘接和铆接的工艺方法，避免了铆接结构打断连续纤维、破坏整体承力的缺点，做到复合材料和金属真正形成一体，共同承力。

发明内容

（一）要解决的技术问题

针对现有金属构件和复合材料缝合方法存在的上述问题，本发明提供了一种金属构件和复合材料缝合并整体成型的方法。该方法采用缝合线（优选为干态纤维）对干态织物与金属构件进行缝合，并采用液态成型工艺注胶浸润，确保了一次整体成型，不需要进行二次机加、铆接工序，简化成形工序，降低了成本，提高产品质量。而且，本发明还通过采用特定的缝合工艺，确保了一次整体成型的连接效果。

（二）技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了如下技术方案：

一种金属构件和复合材料缝合并整体成型的方法，所述方法包括如下步骤：

（1）在金属构件的缝合区域加工出用以缝合的缝合孔，所述缝合孔的总面积S₀=k₀S，其中，S为金属构件的缝合区域的面积，0.01≤k₀≤0.1；所述缝合孔的孔边距d₁= k₁d，所述缝合孔的孔间距d₂= k₂d；其中，d为缝合孔的直径，1≤k₁≤12，1.5≤k₂≤15；

（2）在金属构件的缝合区域贴上胶膜，将干态织物铺覆在金属构件的上表面和/或下表面，再对干态织物进行定型，然后将定型后的干态织物压实；

（3）采用干态纤维将金属构件与干态织物进行缝合，获得预成型体；