本發(fā)明涉及復合材料制造，尤其涉及一種復合材料尖口型前緣結構成型方法。
背景技術：
1、隨著航空科技技術的快速發(fā)展，復合材料在飛機上的應用占比越來越高，大大地提升了飛機的飛行性能。為減少氣動阻力，飛機的各類機翼、尾翼上的前緣需要越來越尖的型面，故帶有尖口型的前緣結構應用需求越來越大，如附圖1所示，這種前緣結構目前采用的成型方法是臥式熱壓罐成型，即從下往上依次是左蒙皮、尖口緣條、右蒙皮，放置在工裝上采用熱壓罐加溫加壓固化成型，如附圖2所示，這種成型方法存在以下不足：
2、（1）由于為臥式成型，左右蒙皮、緣條、膠膜、工裝的尺寸公差全部積累在前緣的一側，從而導致前緣外形兩側不對稱，尺寸精度不高；
3、（2）因采用熱壓罐成型方法，需先制備高壓氣源，在產(chǎn)品固化期間對產(chǎn)品釋放高壓氣源，以保證左右蒙皮與緣條之間壓緊，但氣源是一次性，每一個產(chǎn)品均需先制備高壓氣源，能耗很大。
技術實現(xiàn)思路
1、本發(fā)明所解決的技術問題在于提供一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，以解決上述背景技術中的問題。
2、本發(fā)明所解決的技術問題采用以下技術方案來實現(xiàn)：
3、一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，采用復合材料尖口型前緣結構成型裝置對尖口型前緣結構進行成型，復合材料尖口型前緣結構成型裝置包括緣條、蒙皮、立式工裝、左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊、左側夾條定位塊、右側夾條定位塊、夾條、夾條連接塊及夾子，具體步驟如下：
4、（1）零件定位
5、將緣條通過立式工裝上的定位孔進行定位，定位孔布置在緣條邊緣之外5~10mm處，而后將鋪有膠膜的蒙皮分別蓋在緣條兩側，再將前緣兩側的蒙皮左側、下方、右側分別通過左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊進行定位；
6、（2）組裝氣密
7、使用輔助材料對步驟（1）中定位后的前緣組件進行真空打包，形成預制體；
8、（3）夾條固定
9、將每根夾條通過夾條連接塊連接，而后將連接完成的夾條放置在立式工裝有膠膜區(qū)的左側夾條定位塊、右側夾條定位塊上；
10、（4）裝夾
11、使用夾子夾緊設置在夾條上的裝夾槽，夾條外側間隔設置裝夾槽，夾子從中間向兩邊均布，形成尖口型前緣結構預制體；
12、（5）固化
13、將尖口型前緣結構預制體放置在固化爐中，按照前緣組件所使用膠膜的固化參數(shù)進行固化。
14、在本發(fā)明中，步驟（1）中，所述左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊的上下方向與零件邊緣齊平，同時左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊的左右方向分別與零件邊緣留出5mm間隙。
15、在本發(fā)明中，步驟（1）中，所述左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊定位完成后采用定位銷固定。
16、在本發(fā)明中，步驟（2）中，所述輔助材料包括真空袋、透氣氈、膩子條。
17、在本發(fā)明中，步驟（3）中，所述夾條長度小于1m。
18、在本發(fā)明中，步驟（5）中，所述夾子手柄上設置有彈簧，隨著膠膜軟化，夾子越夾越緊，有利于固化。
19、有益效果
20、1）本發(fā)明將由特制高壓氣源對前緣膠接區(qū)一次性的施壓，改為用工裝上附加夾條和夾子進行機械施壓，反復使用，極大的減少能源消耗，達到低成本制造的目標；
21、2）本發(fā)明采用立式工裝成型能夠保證前緣兩側蒙皮外形的對稱性，公差能夠兩側均布，前緣氣動外形精度得到保障。
1.一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，其特征在于，采用復合材料尖口型前緣結構成型裝置對尖口型前緣結構進行成型，復合材料尖口型前緣結構成型裝置包括緣條、蒙皮、立式工裝、左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊、左側夾條定位塊、右側夾條定位塊、夾條、夾條連接塊及夾子，具體步驟如下：
2.根據(jù)權利要求1所述的一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，其特征在于，步驟（1）中，所述左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊的上下方向與零件邊緣齊平，同時左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊的左右方向分別與零件邊緣留出5mm間隙。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，其特征在于，步驟（1）中，所述左側擋塊、下方擋塊、右側擋塊定位完成后采用定位銷固定。
4.根據(jù)權利要求1所述的一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，其特征在于，步驟（2）中，所述輔助材料包括真空袋、透氣氈、膩子條。
5.根據(jù)權利要求1所述的一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，其特征在于，步驟（3）中，所述夾條長度小于1m。
6.根據(jù)權利要求1所述的一種復合材料尖口型前緣結構成型方法，其特征在于，步驟（5）中，所述夾子手柄上設置有彈簧。