异形飞机进气道的成型工艺的制作方法

1.本发明涉及应用于飞机进气道成型的技术领域，尤其是涉及一种异形飞机进气道的成型工艺。


背景技术：

2.进气道，是航空航天动力系统的重要组成部分之一，它将流入进气道内的空气进行减速增压，把一部分动能转变为压力能，提供给发动机，以此来保证发动机的正常运转。进气道的质量直接影响发动机的正常工作和最大效率的发挥，同时，也在很大程度上影响飞机的飞行性能。
3.早在70年代，异型进气道就在军用飞机上得到了应用。在现代先进战斗机中，进气道也往往采用异型进气道，以保证飞机的隐身性能和完美的气动性能。
4.由于飞机进气道为变截面不规则的结构，常规的成型工艺主要采用金属分瓣模具，在飞机进气道成型的过程中，飞机进气道的设计困难，组装、拆卸过程十分繁琐，制造成本高昂。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明旨在提出一种异形飞机进气道的成型工艺，以解决现有技术中存在的，飞机进气道为变截面不规则结构，采用金属分瓣模具成型的过程中，设计困难，组装、拆卸过程繁琐，制造成本高的技术问题。
6.为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
7.一种异形飞机进气道的成型工艺，包括如下步骤：
8.a.芯模骨架成型
9.芯模骨架两端的轴头分别与成型设备连接，芯模骨架的中间段按照进气道的形状分为多段，相邻中间段之间采用法兰连接；
10.b.芯模成型
11.利用外阴模在芯模骨架上成型水溶性砂芯模，具体为：
12.首先，将水溶性材料按照一定的比例混合，并搅拌均匀，形成水溶性固化材料；
13.其次，将水溶性固化材料填入外阴模的空腔内，利用电动工具或者手动工具捣实；
14.最后，将外阴模与芯模骨架进行合模组装，组装完毕后，放入热压罐内进行高温高压固化，经过120℃固化24h的高温高压处理；
15.处理完毕后，拆卸掉外阴模，对局部的合模缝进行加工修整，最终在芯模骨架上成型进气道的芯模；
16.c.铺覆成型
17.利用铺丝机在芯模的表面铺覆一定厚度的碳纤维预浸料；
18.铺层完毕后，在碳纤维预浸料的外表面铺覆抽真空辅材；
19.然后将芯模放入热压罐内进行高温高压固化，经过4h的高温高压固化处理，使碳
纤维复合材料在芯模的表面形成外蒙皮；
20.d.脱模
21.固化完毕后，将芯模从热压罐内取出，将溶解液灌入外蒙皮内部的芯模，使芯模溶解在外蒙皮的内部；
22.拆卸掉芯模骨架，即可得到异形飞机进气道。
23.进一步的，在步骤b中，水溶性材料为石英砂、水、聚乙烯醇的混合物。
24.进一步的，在步骤c中，碳纤维预浸料的铺覆厚度的取值范围在2mm～5mm之间。
25.进一步的，在步骤c中，热压罐内温度的取值范围在140℃～150℃之间；
26.热压罐内压力的取值范围在0.35mpa～0.45mpa之间。
27.进一步的，在步骤c中，抽真空辅材为真空袋。
28.进一步的，在步骤d中，溶解液为高温高压水。
29.进一步的，高温高压水的温度取值范围在70℃～80℃之间。
30.相对于现有技术，本发明的异形飞机进气道的成型工艺具有以下优势：
31.本发明的异形飞机进气道的成型工艺，依次采用芯模骨架成型、芯模成型、铺覆成型、脱模等工艺步骤；采用芯模骨架作为底部支撑，芯模作为内部支撑，将外蒙皮成型在芯模的外表面，然后对芯模进行溶解，最终得到所需的进气道结构，使飞机进气道为一体成型，成型工艺简单；芯模骨架、芯模作为内部支撑，结构设计合理，组装、拆卸方便，大大的降低了工人的劳动强度，降低了整个飞机进气道的制造成本。
附图说明
32.构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
33.图1为本发明实施例中的异形飞机进气道的成型工艺的工艺流程图；
34.图2为本发明实施例中的芯模骨架与芯模连接的示意图。
35.附图标记说明：
36.100-芯模骨架；200-芯模。
具体实施方式
37.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
38.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
39.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相
连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
40.下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
41.如图1、图2所示，本发明提供的一种异形飞机进气道的成型工艺，包括如下步骤：
42.a.芯模骨架成型
43.由于进气道芯模的尺寸、重量都较大，为保证芯模整体的刚度以及跟铺丝机等设备的连接，预先制作芯模骨架。
44.芯模骨架100两端的轴头分别与成型设备连接，芯模骨架100的中间段按照进气道的形状分为多段，相邻中间段之间采用法兰连接，采用这种设计方法是为了便于芯模脱模时，分段将芯模骨架脱出；
45.b.芯模成型
46.利用外阴模在芯模骨架100上成型水溶性砂芯模，具体为：
47.首先，将水溶性材料按照一定的比例混合，并搅拌均匀，形成水溶性固化材料；水溶性材料为石英砂、水、聚乙烯醇的混合物。
48.其次，将水溶性固化材料填入外阴模的空腔内，利用电动工具或者手动工具捣实，以提高芯模整体的密实程度；
49.最后，将外阴模与芯模骨架100进行合模组装，组装完毕后，放入热压罐内进行高温高压固化，经过120℃固化24h的高温高压处理；
50.处理完毕后，拆卸掉外阴模，对局部的合模缝进行加工修整，最终在芯模骨架100上成型进气道的芯模200；
51.c.铺覆成型
52.利用铺丝机在芯模200的表面铺覆一定厚度的碳纤维预浸料；碳纤维预浸料的铺覆厚度的取值范围在2mm～5mm之间。
53.铺层完毕后，在碳纤维预浸料的外表面铺覆抽真空辅材；抽真空辅材为真空袋。
54.然后将芯模200放入热压罐内进行高温高压固化，经过4h的高温高压固化处理，热压罐内温度的取值范围在140℃～150℃之间；热压罐内压力的取值范围在0.35mpa～0.45mpa之间；使碳纤维复合材料在芯模200的表面形成外蒙皮；
55.d.脱模
56.固化完毕后，将芯模200从热压罐内取出，将溶解液灌入外蒙皮内部的芯模200，使芯模200溶解在外蒙皮的内部；
57.溶解液为高温高压水。
58.高温高压水的温度取值范围在70℃～80℃之间。
59.拆卸掉芯模骨架100，即可得到异形飞机进气道。
60.本发明的异形飞机进气道的成型工艺，利用芯模骨架作为底部支撑，芯模成型后，铺覆碳纤维预浸料，进行高温高压处理，然后脱模成型，使整个飞机进气道为一体成型的工艺，成型工艺简单，芯模骨架、芯模的组装、拆卸方便，使产品的成型精度高，工人的劳动强度低，制造成本低。
61.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。