一种蜂窝夹芯结构复合材料表面共固化成型工艺方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110843235A(43)申请公布日2020.02.28(21)申请号201911091889.8(22)申请日2019.11.08(71)申请人西安爱生技术集团公司地址710065陕西省西安市沣惠南路34号申请人西北工业大学(72)发明人段国晨赵景丽赵伟超何颖(74)专利代理机构西北工业大学专利中心61204代理人陈星(51)Int.Cl.B29C70/34(2006.01)B29C70/54(2006.01)B29C70/68(2006.01)B29C33/38(2006.01)权利要求书1页说明书3页附图1页(54)发明名称一种蜂窝夹芯结构复合材料表面共固化成型工艺方法(57)摘要本发明公开了一种蜂窝夹芯结构复合材料表面共固化成型工艺方法；采用CATIA三维软件设计模具，并加工产品阴模和辅助碳纤维匀压板，工装型面与产品外形尺寸一致。模具采用框架焊接结构，模具型面粗糙度1.6，通过数控加工成形，保证产品外形的精度。操作时在阴模铺贴外蒙皮预浸料，控制角度误差小于等于3°；进行铺贴胶膜放置蜂窝芯，并进行抽真空预压实。上面板铺贴完成后，放置无孔隔离膜并保证隔离膜平整；放置辅助碳纤维匀压板，透气毡，真空袋，预埋热电偶。采用匀压板通过蜂窝夹芯结构的共固化成型工艺，固化过程中压力能均匀传递，内外表面质量光滑，缩短结构制造周期，避免碳纤维蜂窝夹芯结构在共固化过程中的表面缺陷。CN110843235ACN110843235A权利要求书1/1页1.一种蜂窝夹芯结构复合材料表面共固化成型工艺方法，其特征在于包括以下步骤:步骤1.外主体阴模设计与制造；采用CATIA三维软件设计模具，加工产品阴模，工装型面与产品外形尺寸一致；采用框架焊接结构，模具型面粗糙度1.6，通过数控加工成形，保证产品外形的精度；步骤2.设计制造辅助复合材料匀压板；采用三维软件设计，工装型面与产品内形尺寸一致，且在工装产品表面保留80mm真空气嘴区域；模具材料为Q235钢，模具型面粗糙度1.6，通过数控加工成形；将模具表面清理干净并涂敷脱模剂，铺贴四层玻璃布预浸料，在烘箱中固化，获得所需要的复合材料匀压板；步骤3.成型；在阴模铺贴外蒙皮预浸料，控制角度误差小于等于3°；进行抽真空预压实，铺贴一层胶膜，放置蜂窝芯，并进行抽真空预压实；铺贴内蒙皮预浸料，控制角度误差小于等于3°；在净化间操作，环境温度为18～28℃，湿度≤65％，每升小于10微米的颗粒数≤50个，预压实压力不小于0.08MPa，时间为15分钟；步骤4.热压罐固化；上面板铺贴完成后，放置一层无孔隔离膜，保证隔离膜平整无褶皱并放置复合材料匀压板，透气毡，真空袋，预埋热电偶，并保证气密性；步骤5.外形加工；按照产品表面的模具印痕线，将余边进行加工清除，获得内外表面平整的复合材料共固化结构。2CN110843235A说明书1/3页一种蜂窝夹芯结构复合材料表面共固化成型工艺方法技术领域[0001]本发明涉及航空工业碳纤维复合材料蜂窝夹芯结构成型技术，具体地说，涉及一种改善蜂窝夹芯结构表面塌陷的共固化成型工艺方法。背景技术[0002]先进碳纤维复合材料具有高的比强度、比模量，可设计性强的特点。由于轻量化设计的要求，越来越多的航空飞行器采用复合材料设计。合理的设计，可以大幅度减轻结构重量，提高机体的综合性能，增加任务载荷，提高续航时间等。蜂窝夹芯结构设计不仅可以减轻重量，又能提高结构的刚性。蜂窝夹芯结构一般采用内外蒙皮面板与蜂窝芯子二次胶接的方式，也有采用内外蒙皮与蜂窝芯子一次成型，热压罐共固化的方式制造成型，然而蜂窝芯子的非工装面蒙皮，在固化压力作用下会在表面形成很多小凹坑，影响产品质量。[0003]发明专利CN103935050A“一种防止厚蜂窝滑移塌陷的夹芯结构成型工艺方法”，采用减小蜂窝楔形角度和内部强化、固定蜂窝的整体固化工艺方法，防止厚蜂窝滑移塌陷的成型方法。但是不能够改善产品的表面质量，而且仅仅对厚蜂窝有效。发明内容[0004]为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种蜂窝夹芯结构复合材料表面共固化成型工艺方法；采用增加辅助碳纤维匀压板，通过蜂窝夹芯结构的共固化成型工艺，固化过程中压力能均匀传递，内外表面质量光滑，缩短结构制造周期，避免碳纤维蜂窝夹芯结构在共固化过程中表面缺陷问题。[0005]本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:一种蜂窝夹芯结构复合材料表面共固化成型工艺方法，其特征在于包括以下步骤:[0006]步骤1.外主体阴模设计与制造；采用CATIA三维软件设计模具，加工产品阴模，工装型面与产品外形尺寸一致；采用框架焊接结构，模具型面粗糙度1.6，通过数控加工成形，保证产品外形的精度；[0007]步骤2.设计制造辅助复合材料