一种水陆两栖飞机浮筒、冲压模具和制造方法

1.本发明属于水陆两栖飞机领域，具体涉及一种水陆两栖飞机浮筒、冲压模具和制造方法。


背景技术：

2.水陆两栖飞机独特的水陆起降特性使其具有在民用和军事多个领域应用的优势。水陆两栖飞机浮筒的主要作用为保证飞机在水面起降的稳定性，等同于陆基飞机的起落架。目前，水陆两栖飞机的浮筒结构大多采用rtm工艺制备碳纤维增强热固性复合材料浮筒结构件，存在抗冲击性能低和韧性不足等问题。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种水陆两栖飞机浮筒、冲压模具和制造方法，以解决上述问题。为此，本发明采用的技术方案如下：
4.根据本发明的一方面，提供了一种水陆两栖飞机浮筒，其中，所述水陆两栖飞机浮筒呈船体状并由热塑性复合材料热冲压而成，所述热塑性复合材料包括热塑性树脂和增强纤维。
5.在较佳实施例中，所述增强纤维可包括玻璃纤维、碳纤维或聚酰亚胺纤维等，所述热塑性树脂可包括聚丙烯、聚醚醚酮、聚芳醚酮、聚醚酮酮、聚苯硫醚、聚醚酰亚胺或聚亚苯基砜等。
6.根据本发明的另一方面，还提供了一种水陆两栖飞机浮筒的冲压模具，其中，所述水陆两栖飞机浮筒为如上所述的水陆两栖飞机浮筒，所述冲压模具包括上模、下模、定位装置和坯料夹持装置，所述上模和所述下模的相对表面具有彼此互补的阳模结构和阴模结构，所述定位装置固定在所述下模上，所述坯料夹持装置用于夹持待冲压成型的坯料并通过所述定位装置定位，使得所述坯料定位支撑在所述阴模结构的正上方。
7.在较佳实施例中，所述上模在所述阳模结构的两侧分别设有一个定位凸块，并且所述下模在所述阴模结构的两侧分别设有一个定位凹槽，所述定位凹槽与所述定位凸块配合以限定所述上模的冲压行程。
8.在较佳实施例中，所述上模和所述下模均进行抛光处理，并且其表面光洁度不小于10级。
9.在较佳实施例中，所述定位装置包括呈“t”分布的第一定位支架、第二定位支架和第三定位支架，其中，所述第一定位支架和所述第二定位支架之间通过连接板连接，所述连接板固定连接于所述下模的一端，所述第三定位支架固定连接于所述下模的另一端。
10.在较佳实施例中，所述第一定位支架、第二定位支架和第三定位支架均呈l形并设有高度可调的支撑件。
11.在较佳实施例中，所述坯料夹持装置包括矩形框、四个弹簧和四个夹子，其中，所述弹簧一端可位置调节地安装在所述矩形框上，另一端固定于所述夹子。
12.根据本发明的又一方面，还一种水陆两栖飞机浮筒的制造方法，其中，所述水陆两栖飞机浮筒为如上所述的水陆两栖飞机浮筒，所述制造方法包括以下步骤：
13.s1：提供如上所述的冲压模具；
14.s2：坯料的制备，将热塑性复合材料按照一定的尺寸进行加工处理得到待冲压的坯料；
15.s3：坯料的加热，采用所述坯料夹持装置对坯料进行固定，再整体放入加热设备中进行加热；
16.s4：热冲压，将从加热设备中取出的坯料快速移至预加热的冲压模具中进行冲压，冲压完成后，保温保压一段时间后取出，即得到浮筒毛料；
17.s5：切边处理，按照设计的尺寸对所述浮筒毛料进行切边处理，即得到所述浮筒。
18.在较佳实施例中，在s3中，坯料的加热温度高于树脂熔融温度50～100℃，优选地100℃，加热时间为3～10min，优选地5min；在s4中，冲压速率为50～100mm/min，冲压压力为1～5mpa，模具温度低于树脂基体玻璃化转变温度10℃以上，保温时间不低于1min，优选地3min。
19.相比热固性复合材料的浮筒结构件，采用热塑性复合材料制造的浮筒结构件具有以下优势：
20.1、具有韧性好，更优异的抗冲击、耐疲劳性能。
21.2、浮筒结构件需要与其他零部件进行连接，钻孔会增加缺陷的风险，热塑性复合材料的浮筒结构件可以采用焊接工艺，减少装配工序。
22.3、采用快速冲压制造工艺，大大缩短了制造时间，提升制造效率，可快速批量生产。
附图说明
23.图1是根据本发明实施例的水陆两栖飞机浮筒的冲压模具的立体示意图；
24.图2是图1所示的水陆两栖飞机浮筒的冲压模具的上模的立体图；
25.图3是图1所示的水陆两栖飞机浮筒的冲压模具的下模的立体图；
26.图4是图1所示的水陆两栖飞机浮筒的冲压模具的坯料夹持装置的立体图；
27.图5是图1所示的水陆两栖飞机浮筒的冲压模具的定位装置的立体图；
28.图6是图1所示的水陆两栖飞机浮筒的冲压模具的下模和定位装置的组装立体图；
29.图7是本发明的水陆两栖飞机浮筒的制造方法的流程图；
30.图8是本发明的水陆两栖飞机浮筒的内部质量测试的超声波扫描曲线图。
具体实施方式
31.以下将结合附图对本发明的优选实施例进行详细说明，以便更清楚理解本发明的目的、特点和优点。应理解的是，附图所示的实施例并不是对本发明范围的限制，而只是为了说明本发明技术方案的实质精神。
32.在下文的描述中，出于说明各种公开的实施例的目的阐述了某些具体细节以提供对各种公开实施例的透彻理解。但是，相关领域技术人员将认识到可在无这些具体细节中的一个或多个细节的情况来实践实施例。在其它情形下，与本技术相关联的熟知的装置、结
构和技术可能并未详细地示出或描述从而避免不必要地混淆实施例的描述。
33.除非语境有其它需要，在整个说明书和权利要求中，词语“包括”和其变型，诸如“包含”和“具有”应被理解为开放的、包含的含义，即应解释为“包括，但不限于”。
34.在整个说明书中对“一个实施例”或“一实施例”的提及表示结合实施例所描述的特定特点、结构或特征包括于至少一个实施例中。因此，在整个说明书的各个位置“在一个实施例中”或“在一实施例”中的出现无需全都指相同实施例。另外，特定特点、结构或特征可在一个或多个实施例中以任何方式组合。
35.如该说明书和所附权利要求中所用的单数形式“一”和“所述”包括复数指代物，除非文中清楚地另外规定。应当指出的是术语“或”通常以其包括“和/或”的含义使用，除非文中清楚地另外规定。
36.在以下描述中，为了清楚展示本发明的结构及工作方式，将借助诸多方向性词语进行描述，但是应当将“前”、“后”、“左”、“右”、“外”、“内”、“向外”、“向内”、“上”、“下”等词语理解为方便用语，而不应当理解为限定性词语。
37.此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
38.在本技术的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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，可以具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
39.如图1-6所示，本发明的一种水陆两栖飞机浮筒的冲压模具可包括上模1、下模2、定位装置3和坯料夹持装置4，其中，上模1和下模2的相对表面具有彼此互补的阳模结构11和阴模结构21。即，上模1的下表面具有船体状凸起，下模2的上表面具有与船体状凸起互补的船体状凹腔。船体状凹腔的形状大小与水陆两栖飞机浮筒的形状大小一致。上模1和下模2分别固定在热压机的冲头和平台上。具体地，上模1和下模2的两侧分别设有三个螺孔12和22，以方便通过螺栓固定在热压机上。热压机是市场上可购得的，其结构是公知的，这里不再赘述。定位装置3固定在下模2上，例如通过螺钉固定。坯料夹持装置4用于夹持待冲压成型的坯料100并通过定位装置3定位，使得坯料100定位支撑在下模2的阴模结构21的正上方，从而确保冲压质量。
40.本冲压模具结构设计合理，精度高、耐用度高，节约成本、适用于热塑性复合材料冲压成型制造大曲率半径的结构件(即，水陆两栖飞机浮筒)，制得的水陆两栖飞机浮筒具有强度高、耐疲劳、抗冲击和损伤容限等优点。
41.上模1和下模2通常由高强度金属材料制成，例如不锈钢或铝材等，以提高使用寿命。优选地，上模1和下模2进行抛光处理，表面光洁度应不小于10级，即表面粗糙度ra≤0.2μm，测试方法参照标准gb/t 1031-2016。这样可以确保冲压后的产品表面平整光滑。
42.如图2和3所示，上模1在阳模结构11的两侧(例如，长度方向上)分别设有一个定位凸块13，并且下模2在阴模结构21的两侧(例如，长度方向上)分别设有一个定位凹槽23。其中，定位凹槽23与定位凸块13配合以限定上模1的冲压行程。定位凹槽23与定位凸块13的深
度与水陆两栖飞机浮筒的厚度基本一致。在本实施例中，定位凸块13为长方体形状。应该理解，定位凸块13不限于所示形状，例如可以是圆柱体形状等。
43.如图4所示，坯料夹持装置4包括矩形框41、四个弹簧42和四个夹子43。矩形框41由四个金属条连接而成，例如可以通过螺钉固定连接、焊接或者铆接等。弹簧42一端可位置调节地安装在矩形框41上，另一端固定于夹子43。具体地，矩形框41的一对相对金属条上加工有沿长度方向延伸的安装槽411，弹簧42的一端通过螺钉安装在安装槽411上。当待冲压的坯料规格发生变化时，可以通过调节弹簧42的安装位置来适应，非常方便。弹簧42具有一定的刚性，以能够使坯料100在冲压之前保持水平。当冲压完成之后，弹簧42的回复力可以使浮筒毛料与下模2脱开。夹子43为具有一定夹持力的金属夹子，以确保在冲压过程中不会松开坯料100。
44.进一步地，如图1、5和6所示，定位装置3包括呈“t”分布的第一定位支架31、第二定位支架32和第三定位支架33。采用t型结构，可以提供定位装置3的稳定性。其中，第一定位支架31和第二定位支架32在一条直线上，其之间通过连接板34连接。连接板34的中间位置固定有连接块35，连接块35固定连接于(例如，通过螺钉)下模2的一端(例如前端)，第三定位支架33固定连接于(例如，通过螺钉)下模2的另一端(例如，后端)。应该理解，在某些实施例中，连接块35也可以省略。第一定位支架31、第二定位支架32和第三定位支架33均呈l形并设有高度可调的支撑件311、321和331。支撑件311、321和331用于支撑坯料夹持装置4。在所示实施例中，第一定位支架31和第二定位支架32的支撑件311和321呈l形，第三定位支架33的支撑件331为方块。当需要调节支撑高度时，将螺钉拧松，并将支撑件311、321和331移动到所需高度后再拧紧即可。优选地，第一定位支架31、第二定位支架32和第三定位支架33上设有刻度，以提高支撑件311、321和331的调节精度和效率。在本实施例中，第一定位支架31、第二定位支架32和第三定位支架33的水平方向的长度可以调节，以适应不同尺寸的坯料夹持装置4。
45.如图7所示，本发明的一种水陆两栖飞机浮筒的制造方法包括以下步骤：
46.s1：提供如上所述的冲压模具，其中，上模和下模固定在热压机上。
47.s2：坯料的制备，将热塑性复合材料按照一定的尺寸进行加工处理(例如，切割)得到待冲压的坯料。其中，热塑性复合材料包括热塑性树脂和增强纤维。增强纤维可以是单向或织物的玻璃纤维、碳纤维或聚酰亚胺纤维等增强材料；热塑性树脂可以是聚丙烯(pp)、聚醚醚酮(peek)、聚芳醚酮(paek)、聚醚酮酮(pekk)、聚苯硫醚(pps)、聚醚酰亚胺(pei)或聚亚苯基砜(ppsu)等热塑性树脂。坯料的切割可以采用水切割、激光切割、机械切割或磨床切割等方式。
48.s3：坯料的加热，采用所述坯料夹持装置对坯料进行固定，再整体放入加热设备中进行加热。在坯料的加热过程，坯料的加热温度应高于树脂熔融温度50～100℃，优选地为100℃，加热时间为3～10min，优选地为5min。
49.s4：热冲压，将从加热设备中取出的坯料快速移至预加热的冲压模具中进行冲压，冲压完成后，保温保压一段时间后取出，即得到浮筒毛料。在冲压过程，冲压速率为50～100mm/min，冲压压力为1～5mpa，模具温度应低于树脂基体玻璃化转变温度10℃以上，保温时间不低于1min，优选地为3min。
50.s5：切边处理，按照设计的尺寸对浮筒毛料进行切边处理，即得到浮筒。
51.实验对比
52.实例1
53.采用本发明的制造方法制造水陆两栖飞机浮筒，具体过程如下：
54.(1)将碳纤维增强paek树脂基复合材料(热塑性复合材料)按照尺寸进行加工处理得到待冲压的坯料。
55.(2)采用所设计的坯料夹持装置对坯料进行固定，整体放入加热设备中进行加热，加热时间3min后，坯料温度约为400℃。
56.(3)将从加热设备中取出的坯料快速移至120℃冲压模具中进行冲压，完成后，保压压力为5mpa，保温时间3min，取出得到浮筒毛料。
57.(4)按照设计的尺寸对浮筒毛料进行切边处理得到本发明的水陆两栖飞机浮筒。
58.实例2
59.采用本发明的制造方法制造水陆两栖飞机浮筒，具体过程如下：
60.(1)将t800s碳纤维增强peek树脂基复合材料(热塑性复合材料)按照尺寸进行加工处理得到待冲压的坯料。
61.(2)采用所设计的坯料夹持装置对坯料进行固定，整体放入加热设备中进行加热，加热时间5min后，坯料温度约为430℃。
62.(3)将从加热设备中取出的坯料快速移至120℃冲压模具中进行冲压，完成后，保压压力为5mpa，保温时间5min，取出得到浮筒毛料。
63.(4)按照设计的尺寸对浮筒毛料进行切边处理得到本发明的水陆两栖飞机浮筒。
64.对实例1和2制得的水陆两栖飞机浮筒进行抗冲击性能测试，冲击能量为6.67j/mm，抗冲击性能测试中凹坑深度和损伤面积如下表1所示。
65.对比例1
66.采用现有模压工艺(例如，预浸料模压工艺)制造水陆两栖飞机浮筒，具体过程如下：
67.(1)首先在模具中将环氧树脂基复合材料(热固性复合材料)预浸料进行铺贴，合模。
68.(2)将模具放入压机中，以升温速率为2℃/min进行升温，按照工艺90℃/0.4mpa/30min+125℃/0.55mpa/120min进行固化，自然冷却降温。
69.(3)开模后按照设计的尺寸对浮筒结构件毛料进行切边处理得到水陆两栖飞机浮筒。
70.对对比例1制得的水陆两栖飞机浮筒进行抗冲击性能测试，冲击能量为6.67j/mm，抗冲击性能测试中凹坑深度和损伤面积如下表1所示。
71.表1抗冲击性能测试
72.类型凹坑深度/mm损伤面积/mm2实例10.5585实例20.5468对比例10.61150
73.从实例1、2和对比例1中冲击后的凹坑深度和损伤面积对比可知，采用热塑性复合材料和本发明方法制得的水陆两栖飞机浮筒的抗冲击性能显著优于现有技术的水陆两栖
飞机浮筒。
74.此外，发明人还采用超声a扫描对实例1制得的水陆两栖飞机浮筒进行内部质量测试，如图8所示。从图8中可以看出，底波比较强，并且前面没有明显的杂波，说明内部质量比较好，无明显的空隙缺陷。
75.相比热固性复合材料的水陆两栖飞机浮筒，采用热塑性复合材料制造的浮水陆两栖飞机浮筒具有以下优势：
76.1、热塑性复合材料的水陆两栖飞机浮筒具有韧性好，更优异的抗冲击、耐疲劳性能。
77.2、水陆两栖飞机浮筒需要与其他零部件进行连接，钻孔会增加缺陷的风险，热塑性复合材料制造的零部件可采用焊接工艺，减少了装配工序，并且不会增加缺陷。
78.3、水陆两栖飞机浮筒可以采用快速冲压制备工艺，大大缩短了制备时间，提升制造效率，可快速批量生产。
79.以上已详细描述了本发明的优选实施例，但应理解到，在阅读了本发明的上述讲授内容之后，本领域技术人员可以对本发明作各种改动或修改。这些等价形式同样落于本技术所附权利要求书所限定的范围。

技术特征：
1.一种水陆两栖飞机浮筒，其特征在于，所述水陆两栖飞机浮筒呈船体状并由热塑性复合材料热冲压而成，所述热塑性复合材料包括热塑性树脂和增强纤维。2.根据权利要求1所述的水陆两栖飞机浮筒，其特征在于，所述增强纤维包括玻璃纤维、碳纤维或聚酰亚胺纤维，所述热塑性树脂包括聚丙烯、聚醚醚酮、聚芳醚酮、聚醚酮酮、聚苯硫醚、聚醚酰亚胺或聚亚苯基砜。3.一种水陆两栖飞机浮筒的冲压模具，其特征在于，所述水陆两栖飞机浮筒为如权利要求1或2所述的水陆两栖飞机浮筒，所述冲压模具包括上模、下模、定位装置和坯料夹持装置，所述上模和所述下模的相对表面具有彼此互补的阳模结构和阴模结构，所述定位装置固定在所述下模上，所述坯料夹持装置用于夹持待冲压成型的坯料并通过所述定位装置定位，使得所述坯料定位支撑在所述阴模结构的正上方。4.根据权利要求3所述的冲压模具，其特征在于，所述上模在所述阳模结构的两侧分别设有一个定位凸块，并且所述下模在所述阴模结构的两侧分别设有一个定位凹槽，所述定位凹槽与所述定位凸块配合以限定所述上模的冲压行程。5.根据权利要求3所述的冲压模具，其特征在于，所述上模和所述下模均进行抛光处理，并且其表面光洁度不小于10级。6.根据权利要求3所述的冲压模具，其特征在于，所述定位装置包括呈“t”分布的第一定位支架、第二定位支架和第三定位支架，其中，所述第一定位支架和所述第二定位支架之间通过连接板连接，所述连接板固定连接于所述下模的一端，所述第三定位支架固定连接于所述下模的另一端。7.根据权利要求6所述的冲压模具，其特征在于，所述第一定位支架、第二定位支架和第三定位支架均呈l形并设有高度可调的支撑件。8.根据权利要求3所述的冲压模具，其特征在于，所述坯料夹持装置包括矩形框、四个弹簧和四个夹子，其中，所述弹簧一端可位置调节地安装在所述矩形框上，另一端固定于所述夹子。9.一种水陆两栖飞机浮筒的制造方法，其特征在于，所述水陆两栖飞机浮筒为如权利要求1或2所述的水陆两栖飞机浮筒，所述制造方法包括以下步骤：s1：提供如权利要求3-8中任一项所述的冲压模具；s2：坯料的制备，将热塑性复合材料按照一定的尺寸进行加工处理得到待冲压的坯料；s3：坯料的加热，采用所述坯料夹持装置对坯料进行固定，再整体放入加热设备中进行加热；s4：热冲压，将从加热设备中取出的坯料快速移至预加热的冲压模具中进行冲压，冲压完成后，保温保压一段时间后取出，即得到浮筒毛料；s5：切边处理，按照设计的尺寸对所述浮筒毛料进行切边处理，即得到所述浮筒。10.根据权利要求9所述的制造方法，其特征在于，在s3中，坯料温度应高于树脂熔融温度50～100℃，加热时间为3～10min；在s4中，冲压速率为50～100mm/min，冲压压力为1～5mpa，模具温度低于树脂基体玻璃化转变温度10℃以上，保温时间不低于1min。

技术总结
本发明涉及一种水陆两栖飞机浮筒、冲压模具和制造方法。所述水陆两栖飞机浮筒呈船体状并由热塑性复合材料热冲压而成，所述热塑性复合材料由热塑性树脂和增强纤维构成。所述冲压模具包括上模、下模、定位装置和坯料夹持装置，所述上模和所述下模的相对表面具有彼此互补的阳模结构和阴模结构，所述定位装置固定在所述下模上，所述坯料夹持装置用于夹持待冲压成型的坯料并通过所述定位装置定位，使得所述坯料定位支撑在所述阴模结构的正上方。所述制造方法包括以下步骤：提供冲压模具，坯料的制备，坯料的加热，热冲压和切边处理。本发明的水陆两栖飞机浮筒具有强度高、耐疲劳、抗冲击和损伤容限等优点。伤容限等优点。伤容限等优点。


技术研发人员：姚佳楠 王文才 刘刚 王力风 马驰
受保护的技术使用者：东华大学
技术研发日：2023.02.22
技术公布日：2023/7/4