一種剛度遞減的復合材料一體成型舵面結構及加工方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種復合材料一體成型舵面結構及加工方法，特別是一種剛度遞減的復合材料一體成型舵面結構及加工方法，適用于飛行器復合材料結構設計及成型技術領域，尤其適用于小型舵面、翼面的一體成型設計技術。
【背景技術】
[0002]傳統的航天飛行器舵面結構一般采用密度較高的耐高溫金屬材料，結構質量過大；傳統的航天飛行器舵面結構一般采用全金屬材料機加成型，受機加工藝影響，結構壁厚尺寸較大，結構強度和剛度裕度過大，結構具有較大的減重優化空間。
[0003]新型跨大氣飛行航天器對結構輕量化及強度、剛度提出了更高的要求。先進碳纖維增強樹脂基復合材料具有高強度、高剛度、密度小、可設計等優點，其密度僅為鋁合金的60%。若采用碳纖維復合材料作為主要結構材料，采用一體成型的復合材料鋪層設計方法，能夠減少甚至不用緊固件，比采用機械連接的鋁合金結構減重40-50%。
[0004]對于現有的復合材料舵面，傳統結構設計方法采用等剛度設計方法，即舵面內部骨架結構厚度尺寸和蒙皮厚度尺寸連續一致，結構設計優化程度不夠高。
【發明內容】
[0005]本發明的技術解決問題是:克服現有技術的不足，提供了一種剛度遞減的復合材料一體成型舵面結構及加工方法，本發明創新性地采用了碳纖維復合材料一體化成型舵面結構設計方案，除了舵軸及其附屬件，其余結構均為碳纖維增強復合材料。并采用先進的優化設計技術，經過多次迭代計算，使結構尺寸設計最優，舵面結構重量達到最輕。優化后的舵面結構剛度沿軸向遞減，即內部骨架腹板厚度尺寸向翼尖及兩側遞減，同時蒙皮厚度也非等厚度，而是向翼尖遞減，這樣能夠進一步減輕結構重量，提高舵面模態頻率，改善了舵面顫振特性。
[0006]本發明的技術解決方案是:一種剛度遞減的復合材料一體成型舵面結構，包括:內部骨架、上蒙皮、下蒙皮、前緣、舵軸和法蘭；
[0007]所述前緣固定安裝在內部骨架的前端面上，所述內部骨架包括五條縱向梁和五條橫向肋結構，由內部骨架的前端面由前向后依次為第一縱向梁、第二縱向梁、第三縱向梁、第四縱向梁和第五縱向梁，兩條橫向肋結構分別形成內部骨架的兩個側端面，剩余的三條橫向肋結構將每條縱向梁肋分為四個部分；所述舵軸通過法蘭固定安裝在內部骨架的一個側端面上；
[0008]所述上蒙皮和下蒙皮覆蓋在內部骨架與前緣組成的結構體的上表面和下表面上。
[0009]所述內部骨架的五條縱向梁中每條梁的梁腹板厚度沿安裝有舵軸的側端面向另一個側端面的方向遞減，五條橫向肋結構的肋腹板厚度保持一致。
[0010]所述內部骨架第一縱向梁的腹板厚度由安裝有舵軸的側端面向另一個側端面依次為2.0mm、l.8mm、l.8mm和1.8mm ;第二縱向梁腹板厚度由安裝有舵軸的側端面向另一個側端面依次為3.0mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm ;第三縱向梁腹板厚度安裝有舵軸的側端面向另一個側端面依次為3.2mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm ;第四縱向梁腹板厚度安裝有舵軸的側端面向另一個側端面依次為2.4mm、2.2mm、2.0mm和1.8mm ;第五縱向梁腹板厚度由安裝有舵軸的側端面向另一個側端面依次為2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm。
[0011]所述上蒙皮和下蒙皮為非等厚度設計，上蒙皮和下蒙皮沿舵面結構的縱向分為四個區域，且厚度沿安裝有舵軸的側端面向另一個側端面的方向遞減。
[0012]所述上蒙皮和下蒙皮四個區域的三條分割線與將每條縱向梁肋分為四個部分的三條橫向肋結構的中心線對應。
[0013]所述上蒙皮和下蒙皮沿安裝有舵軸的側端面向另一個側端面的方向四個區域的厚度依次為:3.2mm、2.6mm、1.8mm 和 1.2mm。
[0014]所述內部骨架、上蒙皮和下蒙皮材料均為T800碳纖維增強環氧基復合材料。
[0015]所述前緣包括外面板、內面板和內夾芯；
[0016]所述外面板為橫截面為拋物線的板狀結構，前緣通過外面板的邊緣與內部骨架固定連接，所述內面板與外面板固定連接，且與內部骨架的前端面接觸，內夾芯位于內面板與外面板形成的密閉空間內。
[0017]所述舵軸和法蘭的材料均為鈦合金材料。
[0018]—種剛度遞減的復合材料一體成型舵面結構加工方法，工藝步驟如下:
[0019](I)根據預先給定的尺寸，分別加工上蒙皮成型模具、下蒙皮成型模具、內部骨架成型模具、前緣成型模具和舵面裝配工裝；
[0020](2)利用步驟(I)中的上蒙皮成型模具和下蒙皮成型模具分別進行上蒙皮和下蒙皮的固化成型；
[0021](3)進行外面板的固化成型，同時將泡沫材料機械加工成預定的形狀，在外面板與內夾芯之間鋪膠層，將加工好的內夾芯放入外面板中，鋪設內面板后進行二次固化成型；
[0022](4)依據上蒙皮和下蒙皮內型面制作內部骨架的外形模具；依據縱向梁和橫向肋結構圍成的每個格的空腔形狀制作骨架結構的內型模具；在內型模具上鋪設復合材料預浸料，鋪設時保證纖維的連續性，每一層只允許有一個接縫，每一層的接縫位置均勻錯開，鋪好后對每個內部模具分別進行預壓實，將預壓實后的內部模具按順序排列于外型模具中，排列時，每四個內型模具之間的縫隙用短碳纖維復合材料填充，排列完成后，在上層表面鋪設加強緣條預浸料，最后進熱壓罐固化；
[0023](5)內部骨架結構出罐后，在內部骨架的側端面上安裝舵軸，采用螺栓緊固件連接;
[0024](6)安裝完舵軸后，將上蒙皮和下蒙皮膠接在內部骨架的緣條上，進罐進行二次固化；
[0025](7)將前緣機械連接于內部骨架上，完成一體成型舵面結構的加工。
[0026]本發明與現有技術相比的有益效果是:
[0027](I)本發明提供了一種除舵軸和法蘭以外均為碳纖維復合材料制造的舵面結構設計方案及工藝方法，顯著減輕了結構重量，提高了舵面模態頻率，改善了舵面顫振特性；
[0028](2)本發明提供了一種經過迭代優化的，沿軸向向外及向兩側剛度遞減的舵面骨架結構設計方案，優化過程以結構重量為目標函數，以結構強度、剛度及穩定性要求為約束條件，經過迭代計算使結構質量最輕，改善了舵面結構的質量特性；
[0029](3)本發明提供了一種針對舵面內部骨架結構的復合材料鋪層及工藝方法，能夠實現內部骨架共固化一體成型，無需連接件；
[0030](4)本發明涉及的舵面蒙皮厚度尺寸沿軸向向外遞減，為了兼顧工藝可實現性，分為四個不同厚度區域，厚度依次為3.2mm、2.6mm、2.0mm、1.2mm，進一步減輕了舵面結構重量。
【附圖說明】
[0031]圖1航天器舵面結構外形及剖視圖示意圖，其中(a)為航天器舵面結構外形示意圖，(b)為航天器舵面結構剖視圖；
[0032]圖2舵面結構組成示意圖；
[0033]圖3前緣結構橫截面示意圖；
[0034]圖4舵面內部骨架結構外形尺寸示意圖及軸測圖，其中(a)為舵面內部骨架結構外形尺寸示意圖，(b)為舵面內部骨架結構軸測圖；
[0035]圖5舵面內部骨架和蒙皮結構尺寸設計示意圖，其中(a)為舵面內部骨架尺寸設計示意圖；(b)為蒙皮結構尺寸設計示意圖；
[0036]圖6內部骨架腹板結構復合材料鋪層方法示意圖；
[0037]圖7內部骨架橫截面復合材料鋪層方法示意圖；
[0038]圖8復合材料舵面一體成型工藝流程圖。
【具體實施方式】
[0039]下面結合附圖對本發明的【具體實施方式】進行進一步的詳細描述。
[0040]如圖1所示為航天器舵面結構外形及剖視圖示意圖，其中(a)為航天器舵面結構外形示意圖，(b)為航天器舵面結構剖視圖；圖2為舵面結構組成示意圖；圖4舵面內部骨架結構外形尺寸示意圖及軸測圖，其中(a)為舵面內部骨架結構外形尺寸示意圖，(b)為舵面內部骨架結構軸測圖；從圖1、圖2和圖4可知，本發明提出的一種剛度遞減的復合材料一體成型舵面結構，包括:內部骨架1、上蒙皮2、下蒙皮3、前緣4、舵軸5和法蘭6 ；
[0041]前緣4固定安裝在內部骨架I的前端面上，內部骨架I包括五條縱向梁和五條橫向肋結構，該部件將采用巧妙的鋪層方法，不采用任何連接件，一次固化成型，由內部骨架I的前端面由前向后依次為第一縱向梁、第二縱向梁、第三縱向梁、第四縱向梁和第五縱向梁，兩條橫向肋結構分別形成內部骨架I的兩個側端面，剩余的三條橫向肋結構將每條縱向梁肋分為四個部分；舵軸5通過法蘭6固定安裝在內部骨架I的一個側端面上；舵軸5和法蘭6的材料均為鈦合金材料；
[0042]內部骨架I的五條縱向梁中每條梁的梁腹板厚度沿安裝有舵軸5的側端面向另一個側端面的方向遞減，五條橫向肋結構的肋腹板厚度保持一致。內部骨架I第一縱向梁的腹板厚度由安裝有舵軸5的側端面向另一個側端面依次為2.0mm、l.8mm、l.8mm和1.8mm ；第二縱向梁腹板厚度由安裝有舵軸5的側端面向另一個側端面依次為3.0mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm ;第三縱向梁腹板厚度安裝有舵軸5的側端面向另一個側端面依次為3.2mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm ;第四縱向梁腹板厚度安裝有舵軸5的側端面向另一個側端面依次為2.4mm、2.2mm、2.0mm和1.8