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航空先进复合材料帽型加筋构件制造关键技术探究 总被引:2,自引:0,他引:2
自动化制造技术不但可以提高复合材料的制造效率,更能保证产品质量的稳定性;而整体化成形则通过采用复合材料的共固化/共胶接等技术手段,大量减少零件和紧固件的数目,从而实现复合材料结构从设计到制造一体化成形。 相似文献
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对近年来发展较快的自动铺带、RTM、丝束铺放以及电子束固化等低成本复合材料技术进展及其应用现状进行了综合论述。电子束固化前景看好 美空军实验室材料指导部于1999年公布了一项低成本复合材料技术计划(LCCP),该计划称,采用先进的自动化复合材料生产工艺,如纤维铺放及树脂转移成形等,其缺点是设备、工装以及编程费用高,对于小批量生产来说,该缺点更为明显。因此,采用了降低成本的另一有效途径,可将战斗机机翼的制造成本降低40%。该计划的重点是开发可在低温和低压下固化的复合材料,即在66℃以下及在真空中固… 相似文献
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随着军用航空器对作战效能比和民用航空器对燃油经济性要求的不断提升,以碳纤维增强树脂基复合材料为代表的轻量化高性能材料得以在航空器上广泛应用。国内外许多专家、学者对树脂基复合材料构件制造过程进行了大量的研究。复合材料成型工装制造时,应减少支撑块,并使用Invar钢制造的成型工装来提高复合材料构件的制造精度。在复合材料构件成型时,过低的固化压力会造成复合材料构件内部缺陷,低的升温速率和降温速率能够减少温度梯度对复合材料构件变形的影响。通过对工装补偿和优化成型工艺参数来实现盆形零件的精确制造。 相似文献
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考察机身收缩段的复合材料Ω型加筋壁板前段和后段连接结构在拉伸载荷下的承载能力,开展了拉伸破坏试验研究。试验件为壁板与框呈75°夹角的倾斜结构,试验考核了加筋壁板、连接框、连接角盒和紧固件的应变水平、试验件的载荷-位移曲线和破坏载荷。试验结果表明,Ω型加筋壁板前后段连接结构在拉伸载荷下,角盒和框的连接处的紧固件以及框的转角处最先发生破坏。试验结果可作为飞行机身复合材料结构连接的设计和评定依据。 相似文献
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虽然复合材料在航空行业的使用率越来越高,但复合材料的使用却不一定具有系统性。因此,在使用复合材料之前,经过有力的论证是必不可免的。使用大量采用了结构缝合技术和非密实的预制件,设计和制造了整体的飞机结构和无紧固件连接结构。这都将大量减少了装配工具的使用,加快了装配效率,并且降低了重量。相对于传统的复合材料,该结构不但减少了腐蚀问题以及维修问题,并且还降低了成本。 相似文献
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先进复合材料工装的应用分析 总被引:1,自引:0,他引:1
上海沥高科技有限公司 《航空制造技术》2011,(15):100-101
与金属工装相比,复材工装的耐擦碰或耐磨损性能较差。为解决这一问题,ACG公司与Integran公司合作,采用纳米技术,在复材工装的工作面镀上一层Invar。在复合材料制件制造过程中,由于复合材料构件必须用专门设计制造的模具使材料的固化过程和制件的成型过程同时完成,制件固化成形后几乎不再作任何加工,其内部 相似文献
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热压罐成型工艺是目前广泛应用于先进复合材料结构、蜂窝夹层结构及复合材料胶接结构的主要成型方法.在成型过程中,复合材料制件是在高温高压下与工装一起放进热压罐中固化成型,制件固化成型后几乎不再做任何加工,外表尺寸应满足装配协调要求,不允许强迫装配.然而,工装在整个成型过程中因承受高温热载荷、自身重力及成型辅助件压力的共同作用而发生变形,工装的变形直接影响到制件固化变形而最终影响到复合材料制件的实际形状和尺寸精度. 相似文献
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热压罐温度场分析与影响因素研究 总被引:1,自引:0,他引:1
热压罐固化成型是制造复合材料的常用方法,固化期间工装表面不均匀的温度场分布会使材料产生残余应力,从而影响材料的使用性能.翼梁采用复合材料热压罐工艺成型,根据热压罐的工作原理,建立了热压罐固化过程温度场模拟的有限元模型,分析了工装表面温度场的分布特点,给出了不同位置的温度曲线.研究了不同因素对工装表面温差的影响.计算结果表明,提高罐内气流流速、增大升温速率、选用低比热容与高热导率的工装材料能够减小工装表面的温差,有利于提高复合材料的成型质量. 相似文献
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鲁棒复合材料夹层结构 总被引:1,自引:0,他引:1
由空军莱特实验室结构部提供资金的鲁棒复合材料夹层结构(ROCSS)研究计划旨在对用于现代飞机与导弹的夹层结构的设计方案进行研究与论证。本项研究的目的在于研制一些改善可制造性与可维护性的优质材料来代替常规蜂窝夹层结构。尽管常规的蜂窝夹层结构具有高水准的结构效能,但其制造成本与维护成本常使飞机机体一体化受到限制。因此,要满足未来战斗机机体严格的性能要求就需要在这些方面作出改进,而未来的战斗机机体的大部分将由复合材料制成。在ROCSS计划执行期间,将会采用一些新型材料设计、制造一个全尺寸部件,并进行试验。整个部件模拟F—22的机身中段,在隔框、蒙皮及进气管道的设计采用夹层结构。三维纺织物预成型坯料将溶入夹层结构的连接中,从而提供一种用最少的机械紧固件高效连接主要夹层结构的方法。夹层结构的可维护性将会通过在夹层内加入泡沫塑料来提高冲击损伤容限,以及降低渗水性的方法得以改善。这一尝试将使这些革新方案过渡应用到改型与新设计的军用系统上得以确认,此项研究的成果将使结构效率显著提高,使检查、修理时间和成本明显减少。 相似文献
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以复合材料U型构件为研究对象,采用数值模拟的方法对U型件进行热压罐温度场的模拟,模拟出在不同时间段工装和工件的温度分布情况,模拟工件在工装传热和变形影响下的内部传热、固化度、最终变形情况和残余应力水平等。根据模拟结果,优化热压罐固化工艺参数,从而改善固化热变形问题,根据分析结果制定补偿方案并实施验证,同时优化工装结构形式,采用工装型面补偿技术对零件固化变形进行预补偿。结果表明,补偿后零件变形后的外形与理论几何外形相差1.37mm,验证了补偿技术的可行性。工装型面补偿技术可以有效提高复合材料结构件的制造精度。 相似文献
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汇中 《民用飞机设计与研究》2004,(3)
A380-800为555座空客大型旅客机.由法、德、英和西班牙等国飞机制造商共同研制.其中法国制造驾驶舱、中机身、发动机吊挂并负责总装;德国提供前中机身、后机身、垂直安定面和方向舵;英国制造机翼主壁板、前轮和刹车以及襟翼导轨梁;西班牙负责生产机翼/机身整流罩、机腹整流罩和固定水平尾翼、水平尾翼前/后缘和翼肋以及机翼翼肋.该机机身、尾翼和机头采用先进的Glare(玻璃纤维增强铝材料)复合材料层板,不仅有利于改进疲劳性能,还可大大减少蜂窝结构用量.据称A380的运营成本比波音747飞机低20%. 相似文献
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采用复合材料模具制造复合材料构件的好处是:①减轻模具重量,便于模具周转操作;②减少复合材料构件固化过程的热容量和温差,便于简化固化程序,缩短固化周期;③便于模具与构件之间的热膨胀系数(CTE)的匹配设计控制,提高构件制造精度;④提高复合材料构件的生产效率,降低成本。这些优点对少量制造的构件体现得不十分明显,但对于进入大批量生产的复合材料构件便异常重要,最重要的是使制造成本大幅度降低。 相似文献
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从34届国际SAMPE会议看,热塑性树脂基复合材料已走向实用化的阶段。典型例子是洛克希德航空系统公司复合材料研制中心展出了热塑性树脂基复合材料的战斗机前机身,包括:上蒙皮、内龙骨、前舱壁、左侧板、右侧板、左便门、右便门、下蒙皮、上右框架、上左框架、后舱壁、中左框架、中右框架、下左框架、下右框架等十五件组成。前机身长122cm,直径137cm。采用热塑性树脂基复合材料后可以使结构重量减轻40%,并使紧固件减 相似文献
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提出了在复合材料飞机部段装配过程中采用无余量装配的方法。在产品设计和制造过程中采用数字量传递的方式可减少误差积累,提高协调精度。关键零部件的装配、工装制造等采用激光跟踪仪等数字化测量设备可以确保精确性,并能在装配工艺设计阶段就考虑零部件间的协调安装精度及公差分配要求。通过分析复合材料部段装配特点,并以复合材料机身典型结构为例进行应用研究,阐述了在三维数字化装配过程中具有协调关系的关键零部件无余量装配的工艺流程、方法,从而可实现零部件一次装夹、加工及无反复装配,使装配质量具有良好的稳定性。 相似文献