热塑性复合材料纤维铺放技术研究进展

自动纤维铺放技术是飞机复合材料构件自动化成型的关键制造技术之一,其又可细分为自动纤维丝铺放技术和自动纤维带铺放技术。前者适用于平面型或低曲率的曲面型,或者说准平面型复合材料构件的铺层制造;后者综合了自动纤维缠绕与自动纤维带铺放两者的优点,可实现复杂曲面型复合材料构件的铺层制造。     

面向柱面结构的自动铺带四轴联动成形研究

 根据柱面的结构特点,提出了面向柱面复合材料结构的自动铺带四轴联动成形方案,并以卧式自动铺带机为例进行分析。以保证铺放头压力线平行于曲面在铺放点的法线和保证铺放速度恒定为原则,根据D-H理论建立柱面固定角度铺放成形时铺带机各关节运动量的计算方法。应用逆运动学理论,对四轴联动铺带成形进行了运动学分析。从四轴联动铺带机的机构与控制、铺放速度、成形效率、方案可行性4个方面进行了深入分析,并进行可视化仿真和实验验证。结果表明应用本文方法,可实现用四轴联动铺带机完成柱面复合材料自动铺放成形,对于铺放成形效率要求不苛求的小批量实验或生产,具有低成本的突出优势。     

自动化设备和生产线在飞机复合材料零件制造中的应用

近年来,自动化技术与复合材料零件制造的结合使航空制造发生了革命性的变化,不仅仅是加工材料的改变,也包括加工方法方面的变革,诸如铺放、固化、模压、编织及缝纫等的各种加工方式使零件的制造越来越自由,生产效率、材料利用率和零件的质量得到了很大的提升. 复合材料零件自动化生产设备 自动铺带机和自动铺丝机的迅猛发展为复合材料在在飞机主要结构件生产中的大范围应用铺平了道路,使得大面积高速生产机身和机翼大型零件成为可能.     

飞机复合材料构件自动铺带/丝束铺放典型设备

过去,对于先进复合材料的研究及开发的重点一般放在材料性能和工艺的改进上,目前已将重点放在了降低构件制造成本上。为了提高生产效率,降低成本,保证大型复合材料构件的铺叠质量,便发展了能代替手工铺叠的制造设备——自动铺带机和自动丝束铺放机。     

七自由度纤维铺丝样机研制

自动纤维铺放技术是解决高强度、轻质复合材料机身和进气道等构件制造的关键技术,该项技术综合了纤维缠绕和自动铺带技术的优点,在航空、航天等高科技领域得到了广泛应用。本文设计了七自由度四丝束纤维铺丝机及其控制系统,同时对丝束控制、铺丝轨迹规划和优化方法、设备的后置处理等关键技术进行了研究。     

复合材料自动铺带技术研究与应用

随着我国新型飞机项目的立项启动,复合材料用量以及大型整体构件的数量和尺寸不断增加,国内复合材料自动铺带技术得到迅速发展。目前,北京航空制造工程研究所率先完成了我国首台大型复合材料构件自动铺带机的研制,并在此基础上深入开展了自动铺带技术研究。     

国内复合材料自动铺放技术发展

复合材料自动铺放技术主要包括自动铺带技术和自动铺丝技术。国内自动铺放技术起步较晚,目前研究的单位主要有南京航空航天大学、武汉理工大学、哈尔滨工业大学、天津工业大学、哈尔滨飞机工业集团有限责任公司、北京航空制造工程研究所、北京航空材料研究院、内蒙古工业大学和华中科技大学等。     

双曲面自动铺带机床的构型改进

结合预浸带在铺叠过程中的特点,分析了铺带成型压力对铺带工艺过程和最终成型构件的影响.对双曲面的特点进行了研究,阐述了通用5轴铺带机在铺放此类曲面时所遇问题及对策.为了更好地解决传统铺带机由于缺少俯仰自由度所造成的铺带头压力方向与模具表面不能垂直的问题,提出了6轴自动铺带机构型,并分析了改进机构在铺放双曲面时的可行性以及...     

大型复合材料构件数字化制造技术

大型复合材料构件数字化制造技术包括预浸料数控下料技术、铺层激光定位技术、自动铺带技术、纤维丝束铺放技术等.该技术的研究与应用不仅满足大型飞机复合材料构件的制造要求,而且还将推动我国航空装备制造业的快速发展.     

自动铺放技术在大型飞机复合材料结构件制造中的应用

自动铺放技术是工业发达国家近30年来发展和广泛应用的自动化制造技术,包括自动铺带技术和自动铺丝技术.这两项技术的共同优点是采用预浸料,并能实现自动化和数字化制造,高效高速.自动铺放技术特别适用于大型复合材料结构件制造,在各类飞行器,尤其是大型飞机的结构制造中所占比重越来越大.     

碳纤维预浸带切割剪裁平台系统研究

自动铺带技术是碳纤维复合材料的重要成型技术。根据最新提出的预浸带切割和铺放分离的"两步法"铺带技术,详细探讨预浸带切割平台的设计方案。设计方案包括预浸带双刀切割试验平台设计和搭建,基于自动铺带轨迹规划软件的双刀切割轨迹算法的研究和切割信息的植入,以及试验探究切割平台双刀切割典型边界所存在的问题及试验误差分析,以期为"两步法"铺带的研究提供基础。     

Automatic Carbon Tape Laying for Structural Composite Parts

The technology of automatic carbon tape laying for structural composite parts is introduced. The most effective form of automatic carbon tape laying technology is presented with emphasis.     

复合材料锥壳螺旋向铺层自动铺带成型方法

提出了一种基于两步法的复合材料锥壳螺旋向铺层自动铺带的成型方法,对锥壳螺旋向铺层几何原理进行了分析并对预浸带的预切割进行了设计和验证,对预切割装置进行了原理方案设计并利用CATIA软件进行了自动铺带验证。结果表明:两步法锥壳螺旋向铺带成型技术方案合理可行,预切割装置可以实现预浸带的切割、转录,采用通用铺带头即可以完成螺旋向铺层的自动铺带过程,采用锥壳等厚度铺叠、均匀加压和降低废料率等措施,大大提高制品质量并降低了构件加工成本。     

基于自动丝束铺放技术的复合材料进气道结构设计及试验验证

某型号飞机采用S形进气道,形状复杂,且对刚度、装配、内表面质量及重量要求很高,需要设计一个满足所需的进气道结构.采用复合材料整体成型结构设计,结合自动丝束铺放技术,详细叙述进气道结构设计研制方案及实施方法,并对其进行有限元理论分析及试验验证,结果表明:进气道结构满足强度及刚度要求;自动丝束铺放技术可以有效应用于变截面S形进气道研制.研究结果可对研制其他复杂形状飞机进气道提供依据.     

机翼几何外形的CATIA参数化建模实现方法

以高亚声速运输机机翼为例,介绍了使用CATIA软件创建机翼几何外形参数化模型的方法。机翼的设计参数主要为机翼主梯形面积、展弦比、根梢比、1/4弦长后掠角、后缘转折位置、上反角及若干站位处的翼型及扭转角。根据以上初始设计参数,机翼的其它几何参数通过模型中内嵌的公式计算得出。模型中还包含设计完成后机翼的实际面积、机翼容积等后处理参数,可供设计参考。所生成模型中的参数可通过二次开发程序访问和修改,从而可在气动优化工作中实现快速的机翼几何外形设计,提供给CFD软件来建立气动力分析模型。     

玻璃纤维-铝锂合金层板机翼前缘结构的成型工艺研究

以机翼前缘典型件为成型目标,研究了玻璃纤维-铝锂合金超混杂复合层板(NFMLs)大曲率构件的自成形工艺。研究发现,自成形工艺可实现NFMLs机翼前缘等大曲率构件的成型,贴膜度高、厚度均匀性好、无显著分层缺陷、成型过程未形成较大的残余应力,为超混杂复合材料在飞机机翼蒙皮结构中的应用研究提供参考。     

复合材料辐射固化技术与传统工艺的结合

综述了辐射固化与复合材料手工铺叠、树脂传递模塑成型（RTM）、缠绕、拉挤和自动铺带等工艺技术的结合及其特点等,并阐述了其优越性。     

Continuous morphing trailing-edge wing concept based on multi-stable nanomaterial

Morphing technology is one of the most effective methods to improve the flight efficiency of aircraft. Traditional control surfaces based morphing method is mature and widely used on current civil and military aircraft, but insufficiently effective for the entire flight envelope. Recent research on morphing wing still faces the challenge that the skin material for morphing should be both deformable and stiff. In this study, a continuous morphing trailing-edge wing with a new multi-stable nano skin material fabricated using surface mechanical attrition treatment technology was proposed and designed. Computational fluid dynamics simulation was used to study the aerodynamic performance of the continuous morphing trailing-edge wing. Results show that the lift coefficient increases with the increase of deflection angle and so does the lift-drag ratio at a small angle of attack. More importantly, compared with the wing using flaps, the continuous morphing trailing-edge wing can reduce drag during the morphing process and its overall aerodynamic performance is improved at a large angle of attack range. Flow field analysis reveals that the continuous morphing method can delay flow separation in some situations.     

Proportional fuzzy feed-forward architecture control validation by wind tunnel tests of a morphing wing

In aircraft wing design, engineers aim to provide the best possible aerodynamic performance under cruise flight conditions in terms of lift-to-drag ratio. Conventional control sur-faces such as flaps, ailerons, variable wing sweep and spoilers are used to trim the aircraft for other flight conditions. The appearance of the morphing wing concept launched a new challenge in the area of overall wing and aircraft performance improvement during different flight segments by locally altering the flow over the aircraft's wings. This paper describes the development and appli-cation of a control system for an actuation mechanism integrated in a new morphing wing structure. The controlled actuation system includes four similar miniature electromechanical actuators dis-posed in two parallel actuation lines. The experimental model of the morphing wing is based on a full-scale portion of an aircraft wing, which is equipped with an aileron. The upper surface of the wing is a flexible one, being closed to the wing tip; the flexible skin is made of light composite materials. The four actuators are controlled in unison to change the flexible upper surface to improve the flow quality on the upper surface by delaying or advancing the transition point from laminar to turbulent regime. The actuators transform the torque into vertical forces. Their bases are fixed on the wing ribs and their top link arms are attached to supporting plates fixed onto the flex-ible skin with screws. The actuators push or pull the flexible skin using the necessary torque until the desired vertical displacement of each actuator is achieved. The four vertical displacements of the actuators, correlated with the new shape of the wing, are provided by a database obtained through a preliminary aerodynamic optimization for specific flight conditions. The control system is designed to control the positions of the actuators in real time in order to obtain and to maintain the desired shape of the wing for a specified flight condition. The feasibility and effectiveness of the developed control system by use of a proportional fuzzy feed-forward methodology are demon-strated experimentally through bench and wind tunnel tests of the morphing wing model.