一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法

摘要

本发明属于直升机制造加工领域，具体地涉及一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法。某型机尾涵道前缘锥体为复合材料共固化成型，传统成型模在设计时未考虑材料热膨胀系数差异，成型出的产品存在尺寸偏大，装配协调困难的问题；另外由于产品结构复杂，成型模加压效果不好导致鱼形口前后缘局部分层，产品成型质量不高。设计一种封闭的、可实现内外加压的成型工装，在设计过程中利用缩比技术对数模进行处理，使制造出的产品实际尺寸符合理论尺寸。

主权项

一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法，其特征在于，包括：步骤1、选取成型工装材料，计算缩比系数，将前缘锥体产品数模以重心点为基准进行缩比处理；步骤2、按缩比后的产品数模进行成型工装的结构设计，包括外模组件、带硅胶囊的芯模组件及架车三大部分，制造工装并检测合格；步骤3、对工装带硅胶囊的芯模组件进行抽真空，使硅胶囊与芯模充分贴合；步骤4、在硅胶囊外表面按照产品结构进行铺层；步骤5、将铺层完毕的芯模组件置于成型工装中定位，对合外模体，各部分模体之间使用螺栓及辅助加压组件紧固；步骤6、工装入固化炉中，连接工装气嘴与固化炉气源，温度185℃，压力0.5MPa，对硅胶囊充气加压，硅胶囊在温度和压强的共同作用下均匀膨胀，挤压复合材料铺层，使其贴附于工装内腔，达到固化温度时产品固化成型；步骤7：启模并清理。