[發明專利]一種全復合材料主起落架支柱的制造方法無效

申請號：	200810068899.5	申請日：	2008-09-02
公開（公告）號：	CN101665002A	公開（公告）日：	2010-03-10
發明（設計）人：	劉勻濱;藍劍;史俊;劉三才;王維陶	申請（專利權）人：	貴州蓋克無人機有限責任公司
主分類號：	B29C70/68	分類號：	B29C70/68;B29C43/18;B29C71/02;B29C37/02;B24B29/02;B29K23/00;B29K309/08;B29L31/30
代理公司：	貴州國防工業專利中心	代理人：	蔡麗華
地址：	561000***	國省代碼：	貴州;52
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摘要：
搜索關鍵詞：	一種復合材料起落架支柱制造方法
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【說明書】：

技術領域

本發明涉及復合材料的應用，特別是關于應用于小型飛機的全復合材料主起落架支柱。

背景技術

復合材料已經廣泛應用在飛行器上，目前從機體結構、機翼、操縱面、各種透波結構和吸波結構件都能找到相應的應用，甚至全復合材料飛機也已出現。我國的復合材料主用應用于雷達罩、座艙罩、飛機壁板、內部裝飾件等非重要受力構件。而主起落架支柱這種主要受力件都是鋼件，重量大，對于應用全復合材料作主起落架支柱，由于受到材料本身及加工工藝的影響，一直未見報道。

發明內容

全復合材料主起落架支柱是一種高密度的復合材料構件，又是主要受力件，其綜合力學性能主要由纖維及其組合方式決定。本發明內容是用全復合材料設計、制造小型飛機主起落架支柱，在保證主起落架支柱設計強度和剛度下減輕飛機主起落架重量。

本發明所述主起落架支柱選用增強型單向玻璃纖維布作為中間部分增強材料，即主起落架支柱主要受力方向主承載體，選用無堿玻璃布作為主起落架支柱外部包裹增強材料，即主起落架支柱橫向方向主承載體，通過對纖維的偶聯處理和烘烤除濕，提高纖維的浸潤性能，使纖維體積百分比達到60％至75％。基體材料采用乙烯基樹脂，體積百分比為25％至40％，應用??“樹脂傳遞模塑成型”，即將纖維預成形件放置于模具中，閉合模具，向模具內注入樹脂或樹脂模熔浸預成形件，經固化成結構件的工藝步驟進行加工。

1、模具預處理：將主起落架支柱模具在模具工作區內將所有模面打模具專用脫模蠟，且將模面拋光至鏡面效果。

2、料的預成型：用20～50層，增強型單向玻璃纖維布作為主要受力方向用的增強材料，按照零件結構裁減成形并疊至在一起，用無堿玻璃纖維縫紉線把疊起的增強型單向玻璃纖維布縫合起來，然后用4～10層無堿玻璃布將上述疊層編縫體緊緊包裹，整個過程在常溫狀態下進行。

3、裝模：將預制料體放入模腔定位。

4、壓制：將模具型腔溫度調整至40℃～60℃之間，打開真空泵，使系統負壓達到-0.05Mpa～-0.1Mpa，保持12～18分鐘，將乙烯基樹脂倒入樹脂注射罐，關閉罐體，充壓至0.4Mpa～0.6Mpa，往模腔內緩慢不間斷注入乙烯基樹脂直至注滿，穩定5分鐘，之后對模腔充正壓0.1Mpa-0.5Mpa，根據乙烯基樹脂固化周期保持1～6小時。

5、脫模：確定樹脂固化完全后，打開模具，取出制件，將制件放在45℃～70℃的加溫爐內后固化3～8小時。

6、檢驗：制件外觀應無重大缺陷，無明顯缺膠，無明顯富樹脂區，無干斑，無明顯氣泡。采用超聲C掃描或X射線檢測復合材料制件內部質量，不允許有超過φ5mm以上的缺膠、干斑區、不允許有大于φ5mm的空洞、氣泡、夾渣，不允許有大于φ10mm的富樹脂區。

7、后處理：按模具切割線切割、開孔、去銳邊、打毛刺，再用100#、400#砂布通體打磨，噴涂白色聚酯底漆。

附圖說明

附圖1是本發明所述全復合材料主起落架支柱的制造工藝流程圖。

附圖2是采用本發明所述工藝制造單向玻璃纖維布的疊層縫合示意圖；

附圖3是本發明所述工藝制造的全復合材料主起落架支柱外觀圖；

圖中：1是通過連接件與飛機結構連接的連接處，2是機輪安裝位置。A是無堿玻璃布，B是無堿玻璃纖維縫紉線

具體實施方式

下面結合附圖給出本全復合材料主起落架支柱的具體制造方法及實施例。

實施例1：

1.按照模具內腔尺寸25×720裁減25層，450g單向玻璃纖維布，用“EC5.5-12×3×5S200”無堿玻璃纖維縫紉線把疊起的單向玻璃纖維布按圖1所示縫合起來，用5層“300#”無堿玻璃纖維布將上述疊層編縫體緊緊包裹。