通用飛機(jī)全碳纖維復(fù)合材料機(jī)身整體成型技術(shù)

中航工業(yè)通飛華南飛機(jī)工業(yè)有限公司 李賢德 王 彬 朱 輝 梁旭榮

中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司 程文禮 葉宏軍

先進(jìn)復(fù)合材料具有重量輕、比強(qiáng)度高、比剛度高、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、抗疲勞斷裂性能好、耐腐蝕、尺寸穩(wěn)定性好以及便于大面積整體成型等優(yōu)點(diǎn)，已廣泛應(yīng)用于飛行器結(jié)構(gòu)。同時(shí)，采用整體化制造技術(shù)可以大幅度減少零件和緊固件數(shù)量，減少結(jié)構(gòu)重量，降低生產(chǎn)成本[1]。通用飛機(jī)復(fù)合材料化已是目前和今后的一個發(fā)展趨勢，國外通用飛機(jī)在機(jī)體結(jié)構(gòu)上大量采用低成本、輕質(zhì)高強(qiáng)度復(fù)合材料，并在材料、機(jī)體結(jié)構(gòu)整體化設(shè)計(jì)、分析和制造技術(shù)等方面取得了快速發(fā)展與提高，使得飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造技術(shù)已發(fā)生了深刻的變革，這種先進(jìn)的整體結(jié)構(gòu)與常規(guī)鉚接結(jié)構(gòu)相比具有許多優(yōu)點(diǎn)。（1） 氣動性能：表面光滑、外形準(zhǔn)確、對稱性好；（2）結(jié)構(gòu)強(qiáng)度：總體和局部的剛性好、強(qiáng)度高，耐疲勞、耐久性、抗疲勞損傷性及機(jī)體可靠性高；（3）重量：減輕機(jī)體結(jié)構(gòu)重量約15%～20%，增加有效載重；（4）工藝和經(jīng)濟(jì)：簡化飛機(jī)工藝裝備，減少裝配工作量，縮短制造周期，降低整機(jī)全壽命期成本[2-3]。本文主要對某輕型公務(wù)機(jī)全碳纖維復(fù)合材料中機(jī)身整體成型技術(shù)進(jìn)行研究，對提升我國通用飛機(jī)復(fù)合材料技術(shù)設(shè)計(jì)和制造水平具有非常重要的作用和意義。

某輕型公務(wù)機(jī)整體化復(fù)合材料中機(jī)身

某輕型公務(wù)機(jī)中機(jī)身是一個增壓艙，為復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，其主要承受壓力、自身的重力、后機(jī)身傳力、發(fā)動機(jī)支架傳力，并與機(jī)翼傳力在機(jī)身機(jī)翼對接處平衡。中機(jī)身整體長約4.5m，高約1.5m，寬約1.5m，機(jī)身除了客艙門和應(yīng)急出口處采用門框加強(qiáng)外，其余開口區(qū)域、翼盒區(qū)域、防火墻區(qū)域均采用局部增加鋪層的方式進(jìn)行加強(qiáng)。整個增壓艙分為機(jī)身上、下部分，如圖1所示。

圖1 增壓艙示意圖

復(fù)合材料中機(jī)身整體成型材料及方法

1 成型材料

中機(jī)身選用的主要材料為TORAY碳纖維預(yù)浸料，如表1[4]所示。其主要特點(diǎn)是采用真空袋-烘箱成型，相對于傳統(tǒng)的熱壓罐固化預(yù)浸料體系，這種預(yù)浸料體系在烘箱內(nèi)即可加熱固化，大大節(jié)省了設(shè)備費(fèi)用，這種航空結(jié)構(gòu)用預(yù)浸料具有固化后層板低孔隙含量，固化后性能與熱壓罐成型相當(dāng)?shù)奶攸c(diǎn)，而且還具有好的粘性及可操作性。其他結(jié)構(gòu)材料包括蜂窩芯材：除機(jī)身翼盒以及防火墻選用了正六邊形NOMEX蜂窩芯，其余部位均選用過拉伸NOMEX蜂窩芯；結(jié)構(gòu)膠膜：漢高EA9696.080K；蜂窩芯拼接膠：漢高AF3024；填充膠：3M的EC3524。

2 成型方法

分析中機(jī)身復(fù)雜的結(jié)構(gòu)形式：增壓艙是一個半封閉艙體，因此工裝不可能設(shè)計(jì)為一個整體，設(shè)計(jì)時(shí)分上半模和下半模兩部分來制造，將三維鋪層設(shè)計(jì)的分模面作為工裝的分模面。這樣鋪貼時(shí)可以上半模、下半模同時(shí)鋪貼，而且每個半模均是敞開結(jié)構(gòu)，這樣大大增加鋪貼操作空間，大幅度降低鋪貼難度，為保證良好的氣動外形及脫模的可操作性，采用陰模成型。上半模、下半模分別鋪貼完成后合模，并進(jìn)行接縫補(bǔ)強(qiáng)，最后固化成型。綜合考慮工裝的重量及與復(fù)合材料熱膨脹系數(shù)的匹配性，選擇復(fù)合材料工裝，為了減輕增壓艙上半模重量，上半模型面只采用復(fù)合材料型板進(jìn)行加強(qiáng)，與金屬結(jié)構(gòu)支架的連接是可卸的，以利于翻轉(zhuǎn)組合及吊裝，圖2為工裝示意圖。

目前，夾層結(jié)構(gòu)的成型方法可以根據(jù)面板與蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的成型步驟分為共膠接法、二次膠接法和共固化法，對特殊要求的結(jié)構(gòu)還可以采取分步固化[4]。通過對機(jī)身結(jié)構(gòu)鋪層設(shè)計(jì)分析，對上、下半模合模位置進(jìn)行了鋪層補(bǔ)強(qiáng)設(shè)計(jì)，這就排除了采用上、下半模分別成型，然后二次膠接方法的可能。另外，由于整體性要求，若采用分步固化技術(shù)，機(jī)身外蒙皮固化粘結(jié)后形成內(nèi)部機(jī)身艙腔體，局部位置內(nèi)蒙皮的鋪疊操作難度太大，幾乎無法實(shí)現(xiàn)，所以針對中機(jī)身整體結(jié)構(gòu)，采用共固化技術(shù)。同時(shí)根據(jù)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)、材料特性及質(zhì)量要求等對主要工藝展開研究如下：（1）預(yù)浸料鋪層及剪口優(yōu)化技術(shù)；（2）蜂窩芯加工及定位技術(shù)；（3）蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的共固化工藝參數(shù)確定。

工藝路線及主要工藝措施

1 工藝流程

中機(jī)身整體成型工藝采用共固化技術(shù)，即分別在上、下半模鋪疊外蒙皮；然后鋪放膠膜，定位蜂窩芯及預(yù)埋件；最后鋪疊內(nèi)蒙皮，合模，固化。主要工藝流程如圖3所示。

圖2 工裝示意圖

表1 主要材料體系性能（室溫）

圖3 中機(jī)身制造工藝流程

2 主要工藝措施

（1）鋪層展開及優(yōu)化。

采用CATIA軟件CPD模塊對中機(jī)身鋪層進(jìn)行可制造性分析，發(fā)現(xiàn)整層設(shè)計(jì)的預(yù)浸料層在結(jié)構(gòu)突變的位置無法展開，并且纖維角度變化非常大，遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離了設(shè)計(jì)給出的鋪層角度，如圖4所示。這是因?yàn)橹袡C(jī)身型面復(fù)雜，而對于復(fù)雜曲面上的鋪層，進(jìn)行二維展開時(shí)，既要保證鋪層能夠展開，還要保證展開的鋪層與3D模型上邊界一致，往往存在較大的困難。只有當(dāng)制造可行性分析表明纖維變形在可接受范圍內(nèi)才可以進(jìn)行鋪層展開[5]。所以在對復(fù)合材料分層數(shù)模進(jìn)行工藝分析時(shí)，對不同位置作為起鋪點(diǎn)的纖維角度變化進(jìn)行分析，找出變形面積最小的鋪疊起始位置，再通過鋪層拼接及開剪口技術(shù)找到最優(yōu)且滿足設(shè)計(jì)鋪層角度公差的工藝設(shè)計(jì)方案，圖5為經(jīng)過優(yōu)化后的鋪層展開分析圖。

（2）蜂窩芯預(yù)處理。

圖5 優(yōu)化后的鋪層展開分析圖

整個增壓艙除了防火墻和翼盒外均使用19.05mm過拉伸NOMEX蜂窩芯，其主要特點(diǎn)是蜂窩縱向柔性較大，易變形，貼模性好，適合成型曲度較大的零件。此種蜂窩芯的理論外形尺寸為2.44m×0.99m，而增壓艙上下兩部分的蜂窩芯展開尺寸約4m×2.5m，其尺寸遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出蜂窩芯的外形尺寸，且蜂窩芯外形復(fù)雜，如圖6所示。制造過程中蜂窩芯需要拼接，常規(guī)蜂窩芯拼接是將蜂窩按位置要求分塊后進(jìn)行型面銑切，然后拼接。但過拉伸蜂窩芯收縮性較大，采取先銑切后拼接的方式，由于收縮會造成實(shí)際拼接時(shí)比理論外形小15～20mm，所以研制過程采用拼接膠先將蜂窩芯拼接，同時(shí)進(jìn)行穩(wěn)定化處理，如圖7所示，然后進(jìn)行外形銑切，可以把誤差控制在±3mm范圍以內(nèi)，符合設(shè)計(jì)要求。

（3）蜂窩芯及預(yù)埋件定位。

為了準(zhǔn)確定位蜂窩芯和預(yù)埋件，在工裝制造過程中就通過數(shù)控加工和定位預(yù)埋襯套和螺栓，用于定位蜂窩芯定位樣板和預(yù)埋件。預(yù)埋件主要是翼盒、防火墻、舷窗等已固化零件，預(yù)埋件與蜂窩芯之間采用填充膠填充，以起到填充、補(bǔ)強(qiáng)和粘接的作用。

（4）制袋。

圖6 機(jī)身蜂窩芯外形

圖7 拼接、穩(wěn)定化處理后的蜂窩芯

圖8 合模后制袋

將鋪疊完的上、下半模合模，鋪疊補(bǔ)強(qiáng)層后進(jìn)行制袋，由于中機(jī)身尺寸大，機(jī)身內(nèi)部閉角多，排袋困難，容易架橋，局部地區(qū)由于導(dǎo)氣不暢通，造成假真空。通過模擬和試驗(yàn)的方法，確定整體真空袋尺寸，通過制作“子母袋”的方法，將上、下半模整體包覆。另外，采用3/4"的抽氣嘴分布于機(jī)身內(nèi)部各處閉角附近，并確保各抽氣嘴之間透氣層的連續(xù)性，避免假真空。圖8為合模后制袋。

（5）固化。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在升溫固化過程中經(jīng)歷復(fù)雜的熱-化學(xué)變化，溫度、壓力及保溫時(shí)間等工藝參數(shù)的確定對結(jié)構(gòu)成型過程有著重要的影響，最終關(guān)聯(lián)著質(zhì)量問題[6]。如果工藝參數(shù)選擇不當(dāng)，常常使復(fù)合材料形成不同類型的缺陷，如分層、孔隙、脫粘等。在中機(jī)身的成型過程中，按簡單的材料工藝進(jìn)行固化，即室溫升至130℃，保溫2h，降溫至60℃，結(jié)果發(fā)現(xiàn)固化保溫過程中局部位置溫度突變，存在集中放熱的現(xiàn)象，如圖9所示，檢測發(fā)現(xiàn)部分區(qū)域存在大面積氣孔和疏松現(xiàn)象。分析原因，主要是由于中機(jī)身模具是一個一端封閉的結(jié)構(gòu)，且機(jī)身模具各部位厚度差別較大，整體溫度場均勻性不好，造成成型過程溫度場難以保證，直接影響固化質(zhì)量。為解決這一問題，需進(jìn)行工藝參數(shù)的調(diào)整，以材料規(guī)范中材料本身的固化參數(shù)為基礎(chǔ)，通過對典型結(jié)構(gòu)零件固化爐成型工藝研究，采用雙臺階固化曲線（見圖10），結(jié)果表明，在樹脂凝膠點(diǎn)87℃保溫1.5h（第一臺階），在樹脂進(jìn)行了部分固化反應(yīng)，釋放了一定的固化反應(yīng)熱，這樣，能夠減小在最終固化溫度130℃固化過程中的固化反應(yīng)熱釋放，減小了溫度場差異，有利于排除揮發(fā)分，保證固化度一致性。

圖9 單臺階固化曲線

圖10 雙臺階固化曲線

（6）外形銑切及檢測。

中機(jī)身的風(fēng)擋、舷窗、艙門等處采用外形銑切型架及靠模的方式進(jìn)行銑切，如圖11所示。經(jīng)無損及型面檢測，均能滿足設(shè)計(jì)要求。

圖11 外形銑切

結(jié)束語

通過對某型公務(wù)機(jī)中機(jī)身整體成型技術(shù)的研究，證明了該結(jié)構(gòu)采用蜂窩預(yù)處理及定位，上、下模組合成型及共固化工藝的制造方案是可行的。本研究也是對我國通用飛機(jī)復(fù)合材料主結(jié)構(gòu)整體成型工藝的一次有益探索，提升了我國通用飛機(jī)復(fù)合材料技術(shù)設(shè)計(jì)和制造水平，對推動我國通用飛機(jī)產(chǎn)業(yè)的發(fā)展具有重要的作用和意義。

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