[发明专利]一种复合材料加强翼肋的成型模具及成型方法

说明书

本发明涉及一种复合材料加强翼肋的成型模具及成型方法，成型模具为翼肋本体的成型模具；翼肋本体的成型模具包括上模和与所述上模配合的下模，所述上模为具有翼肋型面的实心‑模具，所述下模为用于加强筋定位的模具；所述上模的边缘沿着所述翼肋型面的长度方向具有折弯部；所述下模具有多个加强筋定位槽；所述上模的材料采用热膨胀系数为10^‑5/℃～10^‑3/℃的材料；所述下模的材料采用零热膨胀系数的材料。本发明复合材料加强翼肋的成型模具结构简单，制造的复合材料加强翼肋具有表面光滑平整、变形小、尺寸精度高的优势。

技术领域

本发明涉及模具技术领域，具体涉及一种复合材料加强翼肋的成型模具及成型方法。

背景技术

翼肋是翼面横向(弦向)保持机翼外形的构件。翼肋按其功能和构造型式可分为普通翼肋和加强翼肋。普通翼肋的作用是保持机翼剖面形状，将蒙皮传来的气动载荷传给腹板。加强翼肋除有普通翼肋的功用外，还作为机翼结构的局部加强件，用来承受其平面内的集中载荷(例如：副翼、襟翼、发动机、起落架、外挂等传来的载荷)，并将它们转化为分散载荷，传给蒙皮和翼梁、纵墙的腹板。按结构型式可分为桁架式、腹板式、围框式、整体式等；集中力越大，翼肋加强程度越大；结构不连续的地方(如大开口)，或结构有转折也要使用加强翼肋。通常，翼肋根据机翼上梁(或墙)的数量进行分段制造，各段通过翼梁或纵墙腹板及蒙皮互相连接起来。翼肋质量约占机翼质量的8％～12％。

加强翼肋往往受到较大载荷，一般由缘条和腹板组成。当加强肋受到集中力时，翼肋的内力有弯矩和剪力，此时翼肋的工况和设计要求与翼梁相似，即由缘条承受弯矩引起的轴力、腹板承受剪力。加强翼肋除有较强的腹板外，还必须布置较强的缘条。腹板和缘条的设计与翼梁类似。

复合材料翼肋形式有层合板肋、夹层板肋、构架肋等。复合材料加强翼肋因承受几种载荷，故其设计本质上同梁设计。设计中，同样需考虑集中力的扩散问题。目前复合材料加强翼肋多采用共固化成型或二次胶接成型工艺。共固化成型模具结构比较复杂，成本较高。二次胶接成型周期较长，不能满足生产的需要。所以需要开发一种复合材料加强翼肋的成型模具以降低生产成本。

发明内容

为了解决共固化成型模具结构复杂成本高、二次胶接成型周期长的技术问题，而提供一种复合材料加强翼肋的成型模具及成型方法。本发明复合材料加强翼肋的成型模具结构简单，制造的复合材料加强翼肋具有表面光滑平整、变形小、尺寸精度高的优势。

为了达到以上目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种复合材料加强翼肋的成型模具，所述成型模具为翼肋本体的成型模具，包括上模和与所述上模配合的下模，所述上模为具有翼肋型面的实心模具，所述下模为用于加强筋定位的模具；所述上模的边缘具有折弯部；所述下模具有多个加强筋定位槽；

所述上模的材料采用热膨胀系数为10^-5/℃～10^-3/℃的材料；所述下模的材料采用零热膨胀系数的材料。

进一步地，所述翼肋型面为长方形；所述折弯部的折弯方向朝向所述下模或者反方向。

进一步地，所述上模具有朝向所述下模方向的凸出区域，所述上模与所述下模合模时，所述凸出区域朝向所述下模内，所述上模被包裹于所述下模内。朝向所述下模方向的凸出区域使得制成的复合材料加强翼肋呈现为中间薄、边缘厚的构型。

进一步地，所述上模的外表面设有脱模螺栓孔，使上模和下模便于分离。

进一步地，所述加强筋定位槽均匀分布于所述下模内，且平行于翼肋型面的宽度方向进行分布。根据实际工况需要设计下模所需的加强筋定位槽个数。定位槽的结构与加强筋的构型互补。定位槽的结构简易程度根据加强筋结构而定，简单的可以与下模制成一体；复杂的加强筋，定位槽可分块制，然后与下模进行组装。