[发明专利]一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法

说明书

本发明涉及一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法，包括支座、法兰盘、压块和丝杠，丝杠螺纹连接在支座上，压块架设在丝杠一端，压块滑动连接在法兰盘内，其中，机翼架设在模具内，支座与法兰盘固连在模具一端面上，模具内滑动连接有定位轴，压块与定位轴抵接，丝杠旋转以使压块将定位轴推入机翼内或推出机翼外，本发明具有可以确保定位轴运动的方向和角度，保证定位轴运动过程中和接头轴孔配合间隙的均匀性，解决了复合材料机翼金属接头轴孔损伤的难题，降低了飞机展开试验和飞行试验的风险的优点。

技术领域

本发明涉及复合材料成型技术领域，尤其涉及一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法。

背景技术

机身结构的复合材料化，可以大幅减重，增加飞机的装油量，有效提高航程和燃油经济性等性能，已成为航空航天先进结构材料的发展方向。

国外往往把复合材料的应用比例作为衡量飞机发展水平的一个重要标准，在国内航空航天领域，在飞机整体结构中复合材料机翼有逐渐取代金属机翼的趋势。

某型号机翼几乎为全复合材料机翼，只在机翼和机身连接处有一金属接头，金属接头为衬套和盖板一体式结构，主要起传递机翼载荷的作用。

机翼成型固化过程在模具中的定位通过连接金属接头轴孔的定位轴在成型工装的定位实现。

机翼的安装角和上反角(水平测量的量化指标)主要依靠定位轴和金属接头轴孔及成型模具的定位配合来控制，为保证定位精度，定位轴和金属接头轴孔设计的配合间隙较小，不大于0.03mm。由于在以前的机翼成型过程中，定位轴通过操作人员手动在成型工装中装入和拆卸，定位轴和接头轴孔配合间隙的均匀度完全通过肉眼观察，很难保证定位轴相对于成型工装的垂直角度。当定位轴和接头轴孔径法向成一定角度时，其棱边的尖锐部分可能划伤接头轴孔及成型工装底模和上模的配套轴孔，而模具轴孔的毛刺又会进一步影响定位轴的装拆过程，造成恶性循环。

因此，针对以上不足，需要提供一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题在于，针对现有技术中的缺陷，提供了一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种复合材料机翼定位结构装脱模一体化工装及其使用方法，包括支座、法兰盘、压块和丝杠，丝杠螺纹连接在支座上，压块架设在丝杠一端，压块滑动连接在法兰盘内，其中，机翼架设在模具内，支座与法兰盘固连在模具一端面上，模具内滑动连接有定位轴，压块与定位轴抵接，丝杠旋转以使压块将定位轴推入机翼内或推出机翼外。

通过采用上述技术方案，利用丝杠和压块自身规则的平直形状，则在推送定位轴的过程中，能保证定位轴运动方向只沿丝杠的轴线方向移动，不会产生偏移，确保定位轴运动的方向和角度，保证定位轴运动过程中和接头轴孔配合间隙的均匀性，解决了复合材料机翼金属接头轴孔损伤的难题，降低了飞机展开试验和飞行试验的风险，具有良好的可操作性和推广应用价值，可有效推动航空航天领域复合材料机翼的发展应用；同时此工装结构简单，省去多余的器件，降低操作难度，不仅生产成本低且产生的作用及效果完全能达到所需要求。

作为对本发明的进一步说明，优选地，模具包括上模和底模，机翼放置在上模与底模之间，机翼外侧包覆有中框，上模与底模均与中框抵接。

通过采用上述技术方案，设置中框起到支撑上模和底模的作用，避免机翼收到挤压而变形。

作为对本发明的进一步说明，优选地，中框两侧伸出模具外，中框两侧分别螺纹连接有若干个定位螺栓，定位螺栓分别与上模和底模侧面抵接。

通过采用上述技术方案，设置定位螺栓可对上模和底模之间的位置进行微调，保证上模和底模合模面处间隙小于0.05mm，进而保证定位轴能准确插入机翼所需位置中。