具体实施方式

为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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”、仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。其中，术语“第一位置”和“第二位置”为两个不同的位置。

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；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发明中的具体含义。

实施例一

参见图1-图6，本实施例提供一种飞机复合材料长桁的制造方法，其能够直接按照飞机复合材料长桁的设计尺寸制造出飞机复合材料长桁，无需采用机械加工切除边缘余量。

参见图2，具体地，本实施例中，飞机复合材料长桁1包括捻子条12、平面料层13和两个主体部11。

飞机复合材料长桁的制造方法包括以下步骤：

S1、按照主体部11的设计尺寸制备主体部11的平板料层2。

在步骤S1中，平板料层2为主体部11展开后的部件，平板料层2可直接成型形成主体部11，无需裁切边缘余量，进而避免切除边缘余量时导致飞机复合材料长桁报废或者需要返工。即：平板料层2的尺寸为主体部11的净尺寸。

具体地，在步骤S1中，平板料层2由复合材料铺贴后裁剪形成。可选地，复合材料铺贴方式为手工铺贴或者自动铺放铺贴。

S2、将平板料层2转移至主体部成型芯模工装3上，主体部成型芯模工装3与平板料层2一一对应设置。

具体地，在步骤S2中设置两个主体部成型芯模工装3，主体部成型芯模工装3与平板料层2一一对应设置。

优选地，在步骤S2中，采用辅助工装将平板料层2转移至主体部成型芯模工装3，防止该平板料层2在转移过程中产生褶皱。

优选地，在步骤S2中，当平板料层2转移至主体部成型芯模工装3上后，还需要使用预成型盖板7压紧平板料层2，防止平板料层2在后续成型过程中发生移位。

具体地，主体部成型芯模工装3根据飞机复合材料长桁的形状进行具体设计。

S3、将平板料层2加热并使得平板料层2热成型为主体部11。

具体地，将平板料层2加热后将平板料层2弯折，使平板料层2成型为主体部11。

S4、将主体部成型芯模工装3上的主体部11组合，按照预设位置放置捻子条12和平面料层13，再在平面料层13上放置复材盖板8，捻子条12和平面料层13的尺寸均为设计尺寸。

具体地，在步骤S4中，将两个主体部成型芯模工装3按照设计位置放置，使得两个主体部11按照其在飞机复合材料长桁1内的位置组合。此时主体部成型芯模工装3能够对两个主体部11进行定位，无需再设置专门的定位工装。

S5、打袋固化形成飞机复合材料长桁1。

具体地，步骤S5包括：

S51、在主体部成型芯模工装3上依次设置隔离膜4、透气毡5、真空袋6和固化密封条9；

S52、抽真空并检漏合格后将主体部成型芯模工装3放入热压罐进行固化成型。

参见图2-图6，本实施例中，以T型长桁为例，介绍飞机复合材料长桁1的制造方法。

参见图2，T型长桁的截面呈“T”型，其主体部11呈“L”型，主体部11包括T型长桁腹板部111和T型长桁缘条部112，待飞机复合材料长桁1成型后，两个主体部11的T型长桁腹板部111贴合设置，两个T型长桁缘条部112朝相互远离的方向延伸。主体部11还包括T型长桁弯折部113，T型长桁弯折部113的一端与T型长桁腹板部111连接，另一端与T型长桁缘条部112连接。飞机复合材料长桁1包括一个捻子条12，捻子条12放置于两个T型长桁弯折部113之间。

T型长桁包括一个平面料层13，平面料层13铺设于两个T型长桁缘条部112上，捻子条12位于平面料层13和两个主体部11所形成的的夹缝之中。

具体地，本实施例中，T型长桁的制造方法包括以下步骤：

S1、按照T型长桁的主体部11的设计尺寸展开得到图3所示的平板料层2，该平板料层2通过手工铺贴或者自动铺放铺贴后，再裁剪得到。

S2、采用辅助工装将平板料层2转移至主体部成型芯模工装3上，再使用预成型盖板7压紧平板料层2。可选地，辅助工装可以为互相配合的多个机械手或者其他装置，只要能够实现平板料层2的转移即可，在此不做过多限制。

具体地，本步骤中，设置有两个主体部成型芯模工装3，主体部成型芯模工装3与平板料层2一一对应设置，每一主体部成型芯模工装3上放置有一个平板料层2。

S3、将平板料层2加热并使得平板料层2热成型为主体部11。具体地，参见图4，此时平板料层2弯折形成主体部11。

S4、将主体部成型芯模工装3上的主体部11组合，按照预设位置放置捻子条12和平面料层13，再在平面料层13上放置复材盖板8，捻子条12和平面料层13的尺寸均为设计尺寸。

参见图5，具体地，步骤4中，T型长桁的两个主体部11已经成型，调整两个主体部成型芯模工装3的位置，使得两个主体部11按照其在飞机复合材料长桁1内的位置组合。即，调整两个主体部成型芯模工装3的位置后，两个主体部11的T型长桁腹板部111贴合设置并呈“T”型。

具体地，本步骤中，在放置捻子条12和平面料层13之前，先按照捻子条12和平面料层13的设计尺寸裁切相应的捻子条12和平面料层13。

参见图5，在放置完平面料层13之后，还需要在平面料层13上放置一块复材盖板8。

S5、参见图6，打袋固化形成飞机复合材料长桁1。

具体地，步骤S5包括：

S51、在主体部成型芯模工装3上依次设置隔离膜4、透气毡5、真空袋6和固化密封条9；具体地，在步骤S51中，先将主体部成型芯模工装3放置在平板工装10上后，再次设置隔离膜4、透气毡5、真空袋6和固化密封条9；

S52、抽真空并检漏合格后将主体部成型芯模工装3放入热压罐进行固化成型。

优选地，本实施例中，主体部成型芯模工装3上设有平板料层安装凹陷部31和挡胶槽。

参见图3-图6，本实施例中，主体部成型芯模工装3上设有平板料层安装凹陷部31，平板料层安装凹陷部31的尺寸与T型长桁缘条部112的尺寸相同；主体部成型芯模工装3上还设有T型长桁腹板部成型部32，T型长桁腹板部成型部32垂直于平板料层安装凹陷部31且二者的连接处设置有圆角。当平板料层2形成主体部11后，T型长桁缘条部112与平板料层安装凹陷部31贴合设置，T型长桁腹板部111与T型长桁腹板部成型部32贴合设置，通过设置圆角使得T型长桁弯折部113能够顺利形成。参见图5，相互配合的两个主体部成型芯模工装3中的一个上设有第一定位部33，第一定位部33的宽度为T型长桁腹板部111的厚度的二倍。

在设有第一定位部33的主体部成型芯模工装3上设置第一挡胶槽34和第二挡胶槽35，第一挡胶槽34与第一定位部33相邻设置，第二挡胶槽35与平板料层安装凹陷部31间隔设置。在另一个主体部成型芯模工装3上设置第三挡胶槽36。复材盖板8能够同时盖住第二挡胶槽35和第三挡胶槽36。

优选地，在步骤S3中，在调整两个主体部成型芯模工装3的位置后，在第一挡胶槽34、第二挡胶槽35和第三挡胶槽36内均放置密封条。

将平板料层2放置在平板料层安装凹陷部31内使其成型T型长桁缘条部112，以及挡胶槽和复材盖板8均能够很好地避免零件的边缘效应，零件边缘质量良好，去毛刺后即可使用，不需要机械加工操作。

本实施例中，主体部成型芯模工装3的具体结构可由设计人员自行设计，只要能够实现本实施例提供的飞机复合材料长桁的制造方法即可，在此不进行过多限制。

实施例二

本实施例提供一种飞机复合材料长桁的制造方法。

参见图7-图11，具体地，本实施例中，飞机复合材料长桁1包括捻子条12、平面料层13和两个主体部11。

飞机复合材料长桁的制造方法包括以下步骤：

S1、按照主体部11的设计尺寸制备主体部11的平板料层2。

在步骤S1中，平板料层2为主体部11展开后的部件，平板料层2可直接成型形成主体部11，无需裁切边缘余量，进而避免切除边缘余量时导致飞机复合材料长桁报废或者需要返工。即：平板料层2的尺寸为主体部11的净尺寸。

具体地，在步骤S1中，平板料层2由复合材料铺贴后裁剪形成。可选地，复合材料铺贴方式为手工铺贴或者自动铺放铺贴。

S2、将平板料层2转移至主体部成型芯模工装3上，主体部成型芯模工装3与平板料层2一一对应设置。

具体地，在步骤S2中设置两个主体部成型芯模工装3，主体部成型芯模工装3与平板料层2一一对应设置。

优选地，在步骤S2中，采用辅助工装将平板料层2转移至主体部成型芯模工装3，防止该平板料层2在转移过程中产生褶皱。

优选地，在步骤S2中，当平板料层2转移至主体部成型芯模工装3上后，还需要使用预成型盖板7压紧平板料层2，防止平板料层2在后续成型过程中发生移位。

具体地，主体部成型芯模工装3根据飞机复合材料长桁的形状进行具体设计。

S3、将平板料层2加热并使得平板料层2热成型为主体部11。

具体地，将平板料层2加热后将平板料层2弯折，使平板料层2成型为主体部11。

S4、将主体部成型芯模工装3上的主体部11组合，按照预设位置放置捻子条12和平面料层13，再在平面料层13上放置复材盖板8，捻子条12和平面料层13的尺寸均为设计尺寸。

具体地，在步骤S4中，将两个主体部成型芯模工装3按照设计位置放置，使得两个主体部11按照其在飞机复合材料长桁1内的位置组合。

S5、打袋固化形成飞机复合材料长桁1。

具体地，步骤S5包括：

S51、在主体部成型芯模工装3上依次设置隔离膜4、透气毡5、真空袋6和固化密封条9；

S52、抽真空并检漏合格后将主体部成型芯模工装3放入热压罐进行固化成型。

本实施例中，以工字型长桁为例，介绍介绍飞机复合材料长桁1的制造方法。

本实施例中，工字型长桁包括两个主体部11，主体部11呈“C”型,主体部11包括腹板部114，腹板部114的两端均设有垂直于腹板部114的缘条部115，待飞机复合材料长桁1成型后，两个主体部11的腹板部114贴合设置，呈“工”字型。

飞机复合材料长桁1包括两个捻子条12和两个平面料层13。

每一缘条部115与腹板部114的连接处均设置一个弧形部116，当两个主体部11的腹板部114贴合设置后，相邻设置的两个弧形部116之间形成一个间隙，捻子条12放置于该间隙内。平面料层13铺设于位于同一平面的两个缘条部115上。

具体地，本实施例中，工字型长桁的制造方法包括以下步骤：

S1、按照工字型长桁的主体部111的设计尺寸展开得到图8所示的平板料层2，该平板料层2通过手工铺贴或者自动铺放铺贴后，再裁剪得到。

S2、采用辅助工装将平板料层2转移至主体部成型芯模工装3上。可选地，辅助工装可以为互相配合的多个机械手或者其他装置，只要能够实现平板料层2的转移即可，在此不做过多限制。

具体地，本步骤中，设置有两个主体部成型芯模工装3，主体部成型芯模工装3与平板料层2一一对应设置，每一主体部成型芯模工装3上放置有一个平板料层2。

S3、将平板料层2加热并使得平板料层2热成型为主体部11。具体地，参见图9，此时平板料层2弯折形成主体部11。

S4、将主体部成型芯模工装3上的主体部11组合，按照预设位置放置捻子条12和平面料层13，再在平面料层13上放置复材盖板8，捻子条12和平面料层13的尺寸均为设计尺寸。

参见图10，具体地，步骤4中，工字型长桁的两个主体部11已经成型，调整两个主体部成型芯模工装3的位置，使得两个主体部11按照其在飞机复合材料长桁1内的位置组合。即，调整两个主体部成型芯模工装3的位置后，两个主体部11的腹板部114贴合设置，呈“工”字型。

具体地，本步骤中，在放置捻子条12和平面料层13之前，先按照捻子条12和平面料层13的设计尺寸裁切相应的捻子条12和平面料层13。

参见图10，本步骤中，放置完平面料层13之后，还需要在平面料层13上放置一块复材盖板8。具体地，每一个平面料层13上均盖设有一块复材盖板8。

S5、打袋固化形成飞机复合材料长桁1。

优选地，本实施例中，主体部成型芯模工装3上设有平板料层安装凹陷部31和挡胶槽。

参见图8和图9，本实施例中，主体部成型芯模工装3设有平板料层安装凹陷部31，平板料层安装凹陷部31的尺寸与腹板部114的尺寸相同；主体部成型芯模工装3上还设有缘条成型部37，缘条成型部37垂直于平板料层安装凹陷部31，平板料层安装凹陷部31的两端各设有一个缘条成型部37。缘条成型部37与平板料层安装凹陷部31的连接处设有圆角。当平板料层2形成主体部11后，腹板部114与平板料层安装凹陷部31贴合设置，缘条部115与缘条成型部37贴合设置。通过设置圆角使得弧形部116能够顺利形成。

参见图9和图10，主体部成型芯模工装3的两个各设置有一个第二定位部38，缘条部115与缘条成型部37贴合设置后，缘条部115的端部与第二定位部38抵接。缘条部115的厚度与平面料层13的厚度之和等于第二定位部38的厚度。

主体部成型芯模工装3的两个各设置有一个第四挡胶槽39。当复材盖板8盖设于平面料层13上时，复材盖板8能够将两个主体部成型芯模工装3的同侧的两个第四挡胶槽39盖住。

优选地，本实施例中，在在步骤S3中，在调整两个主体部成型芯模工装3的位置后，在每一第四挡胶槽39内均放置密封条。

本实施例中，将平板料层2放置在平板料层安装凹陷部31内使其成型腹板部114，以及挡胶槽和复材盖板8能够很好地避免零件的边缘效应，零件边缘质量良好，去毛刺后即可使用，不需要机械加工操作。

本实施例中，主体部成型芯模工装3的具体结构可由设计人员自行设计，只要能够实现本实施例提供的飞机复合材料长桁的制造方法即可，在此不进行过多限制。

以上实施方式只是阐述了本发明的基本原理和特性，本发明不受上述实施方式限制，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还有各种变化和改变，这些变化和改变都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。