本發(fā)明涉及太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁領(lǐng)域，尤其涉及一種用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)及制備方法。

背景技術(shù)：

由于碳纖維優(yōu)越的材料性能，現(xiàn)已大量應(yīng)用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)之中。但是碳纖維復(fù)合材料屬脆性材料，在結(jié)構(gòu)連接受力后極易發(fā)生損傷，對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的連接，特別是主承力復(fù)合材料結(jié)構(gòu)間的連接是個(gè)極大的挑戰(zhàn)。而將金屬材料與復(fù)合材料結(jié)合使用可有效地解決連接問(wèn)題，但是目前兩種材料的結(jié)合方式大多以二次粘接為主，以組成太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的碳纖維圓管為例：首先對(duì)碳纖維圓管進(jìn)行加工制造，然后對(duì)金屬法蘭進(jìn)行加工制造，最后利用結(jié)構(gòu)膠將金屬法蘭與碳纖維圓管粘接成型。這種工藝方法的缺點(diǎn)包括：由于無(wú)法對(duì)金屬法蘭施加壓力，因此對(duì)金屬法蘭及圓管的加工精度要求極高，膠接界面極易產(chǎn)生缺膠現(xiàn)象；二次膠接采用常溫固化，一般此類環(huán)氧樹(shù)脂結(jié)構(gòu)膠的固化時(shí)間至少需要數(shù)小時(shí)，在固化過(guò)程中由于結(jié)構(gòu)膠的流動(dòng)性易發(fā)生上端缺膠的情況，而缺膠必然導(dǎo)致粘接強(qiáng)度下降。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題是：相比于現(xiàn)有技術(shù)，提供了一種用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)及制備方法，使得金屬法蘭與太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的碳纖維管能夠有效的連接，進(jìn)而使得由碳纖維管通過(guò)金屬法蘭彼此相連接而組成的太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的質(zhì)量得到很好的保證。

本發(fā)明目的通過(guò)以下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)：一種用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)，包括：第一膠膜、第一包裹層、第二膠膜、金屬法蘭、第三膠膜和第二包裹層；其中，所述第一膠膜包設(shè)于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的碳纖維管外表面；所述第一包裹層包設(shè)于所述第一膠膜外表面；所述第二膠膜包設(shè)于所述第一包裹層外表面；所述金屬法蘭套設(shè)于所述第二膠膜外表面；所述第三膠膜包設(shè)于所述金屬法蘭頸部的外表面；所述第二包裹層包設(shè)于所述第三膠膜外表面，其中，所述第二包裹層的層數(shù)為若干層，所述第二包裹層的各層在靠近底部一端對(duì)齊，遠(yuǎn)離底部的另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，所述金屬法蘭的頸部開(kāi)設(shè)有若干個(gè)孔，若干個(gè)孔沿所述頸部的軸向和周向均勻分布。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，沿軸向相鄰孔的間距為10mm-15mm；沿周向相鄰孔的間距為20mm-25mm。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，所述金屬法蘭的頸部沿所述頸部的軸向開(kāi)設(shè)有槽。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，所述槽的數(shù)量為多個(gè)，多個(gè)槽沿所述頸部的周向均勻分布。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，所述金屬法蘭為鈦合金材料；所述第一包裹層和所述第二包裹層均為碳纖維織物預(yù)浸料。。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，所述第二包裹層的層數(shù)為至少3層，所述第二包裹層的各層遠(yuǎn)離底部的另一端錯(cuò)開(kāi)的距離為10mm-20mm。

一種用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)的制備方法，所述方法包括以下步驟：

步驟一：在太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的碳纖維管的外表面鋪設(shè)第一膠膜；

步驟二：在步驟一中的第一膠膜的外表面鋪設(shè)第一包裹層；

步驟三：在步驟二中的第一包裹層的外表面鋪設(shè)第二膠膜；

步驟四：在步驟三中的第二膠膜的外表面套上金屬法蘭，其中，所述金屬法蘭的頸部的內(nèi)圓直徑等于步驟三后形成制品的外表面的直徑；

步驟五：在步驟四中的所述金屬法蘭外部套設(shè)袋，再對(duì)袋中抽空氣使得為真空，等待所需時(shí)間后，除去袋；

步驟六：在步驟五中的所述金屬法蘭的頸部的外表面鋪設(shè)第三膠膜；

步驟七：在步驟六中的第三膠膜的外表面鋪設(shè)第二包裹層，所述第二包裹層的層數(shù)為若干層，所述第二包裹層的各層在靠近底部一端對(duì)齊，遠(yuǎn)離底部的另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布；

步驟八：將步驟七后形成的制品在固化設(shè)備中固化。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)的制備方法中，所述第一包裹層和所述第二包裹層均為碳纖維織物預(yù)浸料；所述固化設(shè)備為熱壓罐或烘箱。

上述用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)的制備方法中，所述金屬法蘭的頸部開(kāi)設(shè)有沿所述頸部的軸向和周向均勻分布的若干個(gè)孔和沿所述頸部的軸向的槽。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下有益效果：

(1)、本發(fā)明通過(guò)將第一膠膜、第一包裹層、第二膠膜、金屬法蘭、第三膠膜和第二包裹層構(gòu)成整體，使得金屬法蘭與太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的碳纖維管能夠有效的連接，增強(qiáng)了連接強(qiáng)度，并且各個(gè)炭纖維管通過(guò)金屬法蘭彼此相連接組成太陽(yáng)能飛機(jī)的主翼梁，使得太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的牢固性好，質(zhì)量得到保證；

(2)、本發(fā)明采用鈦合金材料作為金屬法蘭的結(jié)構(gòu)材料，增強(qiáng)連接強(qiáng)度；

(3)、本發(fā)明通過(guò)在金屬法蘭開(kāi)設(shè)有孔和槽，增加包裹層和膠膜組成的復(fù)合材料與金屬法蘭的膠接強(qiáng)度；

(4)、本發(fā)明中的第二包裹層一端對(duì)齊和另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布，降低了對(duì)第二包裹層的應(yīng)力集中。

附圖說(shuō)明

圖1示出了本發(fā)明實(shí)施例提供的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2示出了本發(fā)明的明實(shí)施例提供的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)部分結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3示出了本發(fā)明的明實(shí)施例提供的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，金屬法蘭的結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明：

圖1示出了本發(fā)明實(shí)施例提供的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2示出了本發(fā)明的明實(shí)施例提供的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)部分結(jié)構(gòu)示意圖。如圖1和圖2所示，該連接結(jié)構(gòu)包括：碳纖維管1、第一膠膜2、第一包裹層3、第二膠膜4、金屬法蘭5、第三膠膜6和第二包裹層7。具體實(shí)施時(shí)，碳纖維管1為圓管，將碳纖維單向帶預(yù)浸料纏利用卷管工藝鋪設(shè)并固化而成。第一包裹層3和第二包裹層7采用碳纖維織物預(yù)浸料。金屬法蘭5的材料為鈦合金材料，增強(qiáng)了與碳纖維連接強(qiáng)度。第一膠膜2和第二膠膜4的材料均為J-272膠膜。其中，

第一膠膜2包設(shè)于碳纖維管1。具體的，第一膠膜2緊密鋪設(shè)于碳纖維管1的外表面，并通過(guò)第一膠膜2的粘力與碳纖維管1粘結(jié)在一起。

第一包裹層3包設(shè)于第一膠膜2。具體的，第一包裹層3采用碳纖維織物預(yù)浸料緊密鋪設(shè)于第一膠膜2的外表面，通過(guò)第一包裹層3的粘力與第一膠膜2的粘力使得第一包裹層3與第一膠膜2緊密結(jié)合。

第二膠膜4包設(shè)于第一包裹層3。具體的，第二膠膜4緊密鋪設(shè)于第一包裹層3的外表面，通過(guò)第一包裹層3的粘力與第二膠膜4的粘力使得第一包裹層3與第二膠膜4緊密結(jié)合。

金屬法蘭5套設(shè)于第二膠膜4。具體的，金屬法蘭5套設(shè)在鋪有第一膠膜2、第一包裹層3和第二膠膜4的碳纖維管1上，優(yōu)選的，金屬法蘭5的左端與碳纖維管1的左端齊平。金屬法蘭5的內(nèi)徑與鋪有第一膠膜2、第一包裹層3和第二膠膜4的碳纖維管1的外徑相一致，從而使得金屬法蘭5與第二膠膜4緊密相接觸。

第三膠膜6包設(shè)于金屬法蘭5的頸部51。具體的，第三膠膜6緊密鋪設(shè)于金屬法蘭5的頸部51的外表面，通過(guò)第三膠膜6的粘力將金屬法蘭5與第三膠膜6緊密連接。

第二包裹層7包設(shè)于第三膠膜6，其中，第二包裹層7的層數(shù)為若干層，第二包裹層7的各層在靠近底部52一端對(duì)齊，遠(yuǎn)離底部52的另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布。具體的，第二包裹層7緊密鋪設(shè)于第三膠膜6的外表面，通過(guò)第三膠膜6的粘力將第二包裹層7與第三膠膜6緊密連接。第二包裹層7的層數(shù)為多層，其中，各層在靠近底部52的一端對(duì)齊，另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布呈階梯狀。從而降低了金屬法蘭5對(duì)第二包裹層7的應(yīng)力集中，保證了連接強(qiáng)度的情況下保護(hù)了第二包裹層7。進(jìn)一步的，第二包裹層7的層數(shù)為至少3層，第二包裹層7的各層遠(yuǎn)離底部52的另一端錯(cuò)開(kāi)的距離為10mm-20mm，使得保證了連接強(qiáng)度的情況下保護(hù)了第二包裹層7的效果更加明顯。

本實(shí)施例通過(guò)將第一膠膜、第一包裹層、第二膠膜、金屬法蘭、第三膠膜和第二包裹層構(gòu)成整體，使得金屬材料與復(fù)合材料能夠有效的連接，增強(qiáng)了連接強(qiáng)度；采用鈦合金材料作為金屬法蘭的結(jié)構(gòu)材料，增強(qiáng)連接強(qiáng)度；通過(guò)第二包裹層一端對(duì)齊和另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布降低了金屬法蘭對(duì)第二包裹層的應(yīng)力集中，有效的保護(hù)了第二包裹層，增加了連接強(qiáng)度。

圖3示出了本發(fā)明的明實(shí)施例提供的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)中，金屬法蘭的結(jié)構(gòu)示意圖。如圖3所示，金屬法蘭5的頸部51開(kāi)設(shè)有若干個(gè)孔，若干個(gè)孔沿頸部51的軸向和周向均勻分布。具體的，若干個(gè)孔沿頸部51的軸向和周向均勻分布，由于第二膠膜4和第三膠膜6的厚度比較薄，從而使得第一包裹層3連同第二膠膜4的對(duì)應(yīng)孔的部分嵌入相對(duì)應(yīng)的頸部51的孔，增加金屬法蘭5與第一包裹層3之間剪切強(qiáng)度。由于第三膠膜6的厚度比較薄，從而使得第二包裹層7連同第三膠膜6的對(duì)應(yīng)孔的部分嵌入相對(duì)應(yīng)的頸部51的孔，增加金屬法蘭5與第二包裹層7之間剪切強(qiáng)度。

上述實(shí)施中，沿軸向相鄰孔的間距為10mm-15mm；沿周向相鄰孔的間距為20mm-25mm。從而使得增加金屬法蘭5與第一包裹層3之間剪切強(qiáng)度的效果和增加金屬法蘭5與第二包裹層7之間剪切強(qiáng)度的效果更加顯著。

上述實(shí)施中，金屬法蘭5的頸部51沿頸部51的軸向開(kāi)設(shè)有槽53。利用槽53可以將金屬法蘭5與碳纖維管1之間的多余浸料和金屬法蘭5與第二包裹層7之間的多余浸料擠出，避免金屬法蘭5與第一包裹層3、第二包裹層7之間出現(xiàn)空隙，增加層間強(qiáng)度。

進(jìn)一步的，槽53的數(shù)量為多個(gè)，多個(gè)槽53沿頸部51的周向均勻分布。通過(guò)均勻分布進(jìn)一步增強(qiáng)了金屬法蘭5與第一包裹層3、第二包裹層7的連接強(qiáng)度。

本發(fā)明的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)通過(guò)將第一膠膜、第一包裹層、第二膠膜、金屬法蘭、第三膠膜和第二包裹層構(gòu)成整體，使得金屬材料與復(fù)合材料能夠有效的連接，增強(qiáng)了連接強(qiáng)度，進(jìn)一步的，由于各個(gè)炭纖維管通過(guò)金屬法蘭彼此相連接組成太陽(yáng)能飛機(jī)的主翼梁，使得太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的牢固性好，質(zhì)量得到很好保證；采用鈦合金材料作為金屬法蘭的結(jié)構(gòu)材料，增強(qiáng)連接強(qiáng)度；通過(guò)第二包裹層的一端對(duì)齊和另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布降低了金屬法蘭對(duì)第二包裹層的應(yīng)力集中，有效的保護(hù)了第二包裹層，增加了連接強(qiáng)度。

本發(fā)明還提供了一種用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)的制備方法，該方法包括以下步驟：

步驟一：在太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的碳纖維管1的外表面鋪設(shè)第一膠膜2；

步驟二：在步驟一中的第一膠膜2的外表面鋪設(shè)第一包裹層3；

步驟三：在步驟二中的第一包裹層3的外表面鋪設(shè)第二膠膜4；

步驟四：在步驟三中的第二膠膜4的外表面套上金屬法蘭5，其中，金屬法蘭5的頸部51的內(nèi)圓直徑等于步驟三后形成制品的外表面的直徑；

步驟五：在步驟四中的所述金屬法蘭5外部套設(shè)袋，再對(duì)袋中抽空氣使得為真空，等待所需時(shí)間后，除去袋；

步驟六：在步驟五中的所述金屬法蘭5的頸部51的外表面鋪設(shè)第三膠膜6；

步驟七：在步驟六中的第三膠膜6的外表面鋪設(shè)第二包裹層7；

步驟八：將步驟七后形成的制品在固化設(shè)備中固化。

在步驟二中，第一包裹層3采用碳纖維織物預(yù)浸料。

在步驟四中，金屬法蘭5采用鈦合金材料，金屬法蘭5套設(shè)在鋪有第一膠膜2、第一包裹層3和第二膠膜4的碳纖維管1上，優(yōu)選的，金屬法蘭5的左端與碳纖維管1的左端齊平。金屬法蘭5的內(nèi)徑與鋪有第一膠膜2、第一包裹層3和第二膠膜4的碳纖維管1的外徑相一致，從而使得金屬法蘭5與第二膠膜4緊密相接觸。

在步驟五中，利用抽真空的袋使得金屬法蘭5與鋪有第一膠膜2、第一包裹層3和第二膠膜4的碳纖維管1之間的連接強(qiáng)度增強(qiáng)。金屬法蘭5的頸部51開(kāi)設(shè)有沿頸部51的軸向和周向均勻分布的若干個(gè)孔，并且在金屬法蘭5的頸部51還開(kāi)設(shè)有沿頸部51的軸向的槽。從而在利用真空袋壓緊的過(guò)程中，使得第一包裹層3連同第二膠膜4的對(duì)應(yīng)孔的部分嵌入相對(duì)應(yīng)的頸部51的孔，增加金屬法蘭5與第一包裹層3之間剪切強(qiáng)度。利用槽可以將金屬法蘭5與碳纖維管1之間的多余浸料擠出，避免金屬法蘭5與第一包裹層3之間出現(xiàn)空隙，增加層間強(qiáng)度。

在步驟七中，第二包裹層7采用碳纖維織物預(yù)浸料。第二包裹層7的層數(shù)為若干層，第二包裹層7形成階梯狀結(jié)構(gòu)。具體的，第二包裹層7的層數(shù)為多層，其中，每層的一端對(duì)齊，另一端呈階梯狀。從而降低了金屬法蘭5對(duì)第二包裹層7的應(yīng)力集中，保護(hù)了第二包裹層7。

在步驟八中，在熱壓罐或烘箱中進(jìn)行固化，在固化的過(guò)程中，也會(huì)對(duì)步驟七后形成的制品有個(gè)壓力的作用，從而使得第二包裹層7連同第三膠膜6的對(duì)應(yīng)孔的部分嵌入相對(duì)應(yīng)的頸部51的孔，增加金屬法蘭5與第二包裹層7之間剪切強(qiáng)度，同時(shí)也再次增加了金屬法蘭5與第一包裹層3之間剪切強(qiáng)度，而且，利用槽可以將金屬法蘭5與碳纖維管1之間的多余浸料和金屬法蘭5與第二包裹層7之間的多余浸料擠出，避免金屬法蘭5與第一包裹層3、第二包裹層7之間出現(xiàn)空隙，增加層間強(qiáng)度。

本發(fā)明的用于太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的連接結(jié)構(gòu)的制備方法通過(guò)將第一膠膜、第一包裹層、第二膠膜、金屬法蘭、第三膠膜和第二包裹層構(gòu)成整體，使得金屬材料與復(fù)合材料能夠有效的連接，增強(qiáng)了連接強(qiáng)度，進(jìn)一步的，由于各個(gè)炭纖維管通過(guò)金屬法蘭彼此相連接組成太陽(yáng)能飛機(jī)的主翼梁，使得太陽(yáng)能飛機(jī)主翼梁的牢固性好，質(zhì)量得到很好保證；采用鈦合金材料作為金屬法蘭的結(jié)構(gòu)材料，增強(qiáng)連接強(qiáng)度；通過(guò)第二包裹層的一端對(duì)齊和另一端依次錯(cuò)開(kāi)排布降低了金屬法蘭對(duì)第二包裹層的應(yīng)力集中，有效的保護(hù)了第二包裹層。

以上所述的實(shí)施例只是本發(fā)明較優(yōu)選的具體實(shí)施方式，本領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明技術(shù)方案范圍內(nèi)進(jìn)行的通常變化和替換都應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。