玻璃纖維-鋁鋰合金層板機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)的成型工藝研究*

華小歌 ，李華冠 ， ，陸 一 ，陳虞杰 ，孫鄧輝 ，陶 杰

（1.南京航空航天大學(xué)材料科學(xué)與技術(shù)學(xué)院，南京 210016；2.南京工程學(xué)院材料工程學(xué)院，南京 211167）

大型客機(jī)的研發(fā)及制造，對(duì)輕質(zhì)、高強(qiáng)的先進(jìn)復(fù)合材料具有迫切的應(yīng)用需求。纖維金屬層板（Fiber Metal Laminates，F(xiàn)MLs）[1-2]是一種由金屬薄板和纖維復(fù)合材料交替鋪層后，在一定的溫度和壓力下固化而成的層間混雜復(fù)合材料。FMLs綜合了傳統(tǒng)纖維復(fù)合材料和金屬材料的特點(diǎn)，具有高的比強(qiáng)度和比剛度、優(yōu)良的疲勞性能以及高的損傷容限，這些優(yōu)勢(shì)使得FMLs在航空航天工業(yè)中獲得了廣泛的應(yīng)用[3]。作為第二代FMLs，Glare層板是由0.3～0.5mm的鋁合金薄板與玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹(shù)脂預(yù)浸料（0.2～0.3mm）交替層壓而成，密度低且具有突出的抗拉-壓疲勞性能及較高的缺口斷裂性能[4]。Glare層板因其優(yōu)良的疲勞性能及高的損傷容限，而且減重效果突出，成為大型飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)的重要選材[5]。然而，Glare層板的失效機(jī)制復(fù)雜、成型難度高、剛度較低等問(wèn)題限制了該材料的應(yīng)用[6-7]?；谔祭w維發(fā)展新型TiGr層板是提高FMLs剛度的重要手段。本團(tuán)隊(duì)長(zhǎng)期開(kāi)展了鈦-碳纖維增強(qiáng)聚酰亞胺體系、鈦-碳纖維增強(qiáng)聚醚醚酮等體系TiGr層板制備與性能研究[8-9]，發(fā)現(xiàn)盡管TiGr層板的性能優(yōu)異、耐溫性好，但制造成本高，無(wú)法完全替代現(xiàn)有的Glare層板。

采用新型鋁鋰合金替代傳統(tǒng)2024-T3鋁合金，研制了玻璃纖維-鋁鋰合金層板（NFMLs）[10]，這是改善Glare層板剛度的可行方法。利用新型鋁鋰合金低密度、高比強(qiáng)度、高比剛度、低疲勞裂紋擴(kuò)展速率等特點(diǎn)[11-12]，可進(jìn)一步提高Glare層板的剛度及損傷容限。研究結(jié)果表明，NFMLs較傳統(tǒng)Glare層板，其剛度可提高8%～12%，疲勞性能顯著改善[13]。同時(shí)，鋁鋰合金成本的降低以及其成形和熱處理強(qiáng)化工藝的日趨完善，將為鋁鋰合金在FMLs上的應(yīng)用創(chuàng)造更有利的條件[14]。

除了材料體系的設(shè)計(jì)，F(xiàn)MLs因其復(fù)雜的界面及其纖維層有限的破壞應(yīng)變成型難度大，是限制此類材料廣泛應(yīng)用的另一重要因素[15]，也是FMLs研究的熱點(diǎn)問(wèn)題[16-18]。陶杰等[19]在Glare層板的成型方法方面已開(kāi)展了大量研究工作。在成型性能方面，Glare層板的成型窗口小，纖維的鋪層方向?qū)MLs的強(qiáng)度及模量有顯著影響，沿纖維方向時(shí)FMLs具有更高的抵抗變形能力[20]。在滾彎成形方面，以3/2結(jié)構(gòu)Glare層板為例，當(dāng)成型曲率半徑大于120mm時(shí)，纖維破壞幾率很?。磺世^續(xù)增大將導(dǎo)致基體開(kāi)裂，但無(wú)分層現(xiàn)象，滾彎成形對(duì)Glare層板的界面破壞較小。同時(shí)，本文作者還與Russig等[21]、Hu等[22]等團(tuán)隊(duì)同步開(kāi)展了Glare層板的噴丸成形方法研究。研究中發(fā)現(xiàn)，由于Glare的金屬層較薄，更適合于尺寸較小的陶瓷丸。若采用大尺寸鑄鋼丸將會(huì)使表層金屬產(chǎn)生缺陷，并引起樹(shù)脂基體與金屬間的分層及纖維的斷裂。盡管Glare在噴丸成形后，其殘余應(yīng)力的分布特點(diǎn)同金屬材料較為一致，但纖維的鋪層方向?qū)ζ鋰娡璩尚涡阅苡休^大影響[23]。同時(shí)，相對(duì)于金屬材料，F(xiàn)MLs噴丸成形過(guò)程發(fā)生的失效行為更為復(fù)雜，包括受噴丸面金屬層與纖維層的分層失效、受噴丸面周圍纖維的斷裂和取向變化等。總體而言，Glare層板在纖維方向的噴丸曲率可達(dá)到300～400mm，TiGr層板也可達(dá)到500～700mm，該成型極限已可以滿足飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼蒙皮除前緣外的曲率要求[24]。

上述成型方法，均針對(duì)已制備的Glare層板，考慮的是后續(xù)成型問(wèn)題。事實(shí)上，Glare層板簡(jiǎn)單曲率構(gòu)件可通過(guò)自成形方法進(jìn)行成型和制造。自成形技術(shù)是將Glare層板在具有目標(biāo)形狀尺寸的模具中鋪貼、熱壓罐固化，以在Glare層板制備的同時(shí)獲得有曲率的形狀[25-26]，目前已廣泛應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼壁板等構(gòu)件的成型。而對(duì)于Glare目前最具應(yīng)用價(jià)值的機(jī)翼前緣等構(gòu)件，其曲率更大、成型難度更高、殘余應(yīng)力的分布或更加復(fù)雜，并易于導(dǎo)致顯著的回彈及分層失效。同時(shí)，對(duì)于采用的鋁鋰合金基板，也具有不同于傳統(tǒng)鋁合金的成形特性，增加了NFMLs自成形的復(fù)雜性。因此，本文針對(duì)NFMLs最具工程應(yīng)用價(jià)值的機(jī)翼前緣典型構(gòu)件，開(kāi)展自成形技術(shù)研究，探索自成形工藝的可行性，并揭示成型特性及回彈規(guī)律。

試驗(yàn)材料及方法

1 試驗(yàn)材料

選用的試驗(yàn)材料為面向我國(guó)大型商用飛機(jī)最新研制的新型鋁鋰合金，由美國(guó)Alcoa公司研制。該材料屬于廣泛應(yīng)用于航空航天器的Al-Cu-Li系合金[27]。

試驗(yàn)選取0.3mm厚，T3態(tài)的新型鋁鋰合金作為金屬基板，合金的元素成分見(jiàn)表1。

表1 鋁鋰合金元素成分表 %

圖1 NFMLs自成形模具示意圖Fig.1 Self-forming mould of NFMLs

圖2 3/2結(jié)構(gòu)正交層板的鋪層設(shè)計(jì)Fig.2 Laminating designs of 3/2 cross-ply laminate

選用由新萬(wàn)興碳纖維復(fù)合材料有限公司提供的E302-2高溫環(huán)氧樹(shù)脂為基體，其密度為1.21g/cm3，拉伸強(qiáng)度為75.06MPa，彈性模量為3.25GPa，延伸率為2.60%。選用南京玻璃纖維研究設(shè)計(jì)院提供的HS4高強(qiáng)玻璃纖維作為預(yù)浸料的增強(qiáng)體，其基本性能為：密度2.53g/cm3，拉伸強(qiáng)度4.60GPa，彈性模量86.42GPa，延伸率5.30%。

2 NFMLs成型工藝

試驗(yàn)選取某大型飛機(jī)平尾前緣1∶1典型件作為本試驗(yàn)的目標(biāo)構(gòu)件，對(duì)3/2結(jié)構(gòu)正交鋪層NFMLs進(jìn)行陰模成型。所設(shè)計(jì)的模具如圖1所示，構(gòu)件展開(kāi)尺寸為750mm×350mm。圖2所示為3/2結(jié)構(gòu)正交鋪層層板鋪層設(shè)計(jì)。

NFMLs的鋪貼如圖3所示。首先在模具中鋪脫模布，以易于脫模并避免溢膠導(dǎo)致的工裝污染；成型曲率大的部位，用柔性的芯棒進(jìn)行按壓；最上層鋪設(shè)透氣氈和真空袋，以保障抽真空系統(tǒng)的實(shí)施；熱電偶端部接觸層板邊緣，以保證固化溫度的準(zhǔn)確性。由圖3（a）可知，盡管成型曲率較大，但鋪貼后，金屬層與模具基本貼合。

在抽真空過(guò)程中，鋁鋰合金基板在垂直層板方向嚴(yán)重阻礙空氣的抽出，故每鋪2層預(yù)浸料后需進(jìn)行預(yù)抽真空處理（-0.092MPa，10min）。鋪貼完成后，再次抽真空至-0.092MPa，檢查真空袋的密封性。利用真空袋對(duì)層板預(yù)抽真空后可完全貼膜，如圖3（b）所示。最后在ASC Econo-clave 9×3熱壓罐中熱壓固化，首先以3℃/min勻速升溫至環(huán)氧樹(shù)脂的預(yù)固化溫度125℃，保溫15min，使樹(shù)脂充分、均勻流動(dòng)；通過(guò)壓縮空氣加壓至0.8MPa，并繼續(xù)以3℃/min升高溫度至環(huán)氧樹(shù)脂的固化溫度180℃，保溫150min，使樹(shù)脂完全固化；最后，隨爐降溫至80℃后停止加壓并取出層板。在整個(gè)熱壓過(guò)程中，始終保持真空袋內(nèi)的負(fù)壓不小于0.092MPa。采用自成形制備的NFMLs構(gòu)件如圖4所示。

3 NFMLs自成形構(gòu)件的檢測(cè)分析方法

對(duì)成型后的NFMLs需進(jìn)行無(wú)損檢測(cè)，以探測(cè)其內(nèi)部可能存在的缺陷，包括最易發(fā)生的分層、脫粘及纖維斷裂等。C型超聲波掃描檢測(cè)技術(shù)的自動(dòng)化程度高、檢測(cè)速度快、檢測(cè)結(jié)果直觀可靠、可定量分析并具有良好的穿透性，特別對(duì)分層、脫粘類缺陷具有較高的靈敏度和可靠性，可作為該類材料無(wú)損探傷的重要手段。

本文采用CCSMX-01 C型超聲波掃描儀（圖5）檢測(cè)成型后構(gòu)件的內(nèi)部缺陷。由于該材料具有復(fù)雜的界面，故采用透射法直觀探測(cè)其分層、脫粘等缺陷。由待測(cè)層板一側(cè)的探頭通過(guò)水柱發(fā)射超聲波，另一側(cè)探頭接收穿透波（中心頻率為20MHz）。

試驗(yàn)結(jié)果與討論

1 C型超聲波掃描分析

圖6為本文試驗(yàn)選取的7500mm×350mm NFMLs自成形構(gòu)件的C型超聲波掃描圖像，信號(hào)無(wú)顯著衰減，說(shuō)明未有明顯分層、脫粘及氣孔等缺陷存在。

2 成型質(zhì)量分析

宏觀上，所制備的自成形構(gòu)件，其表面光潔度及平整度好，無(wú)顯著分層或其他缺陷（圖4）。分別截取3個(gè)剖面以分析NFMLs自成形構(gòu)件的厚度均勻性，如圖7（a）所示。結(jié)果表明，構(gòu)件各處的厚度差在±0.1mm以內(nèi)，未出現(xiàn)樹(shù)脂因自重流動(dòng)而導(dǎo)致的厚度不均勻現(xiàn)象（圖7（b））。

基于截取的剖面2，采用SEM觀察構(gòu)件不同曲率處的界面形貌。圖8為構(gòu)件曲率最大處的截面形貌，金屬/纖維層間結(jié)合較好，未出現(xiàn)顯著的分層等缺陷。

3 殘余應(yīng)力分析

在NFMLs構(gòu)件自成形前，未對(duì)鋁鋰合金基板預(yù)成型，主要通過(guò)合金自重及真空負(fù)壓使NFMLs各層完全貼膜。在此條件下，鋁鋰合金會(huì)產(chǎn)生一定的殘余應(yīng)力并影響NFMLs構(gòu)件的回彈及服役性能，故需開(kāi)展殘余應(yīng)力的分析。

圖3 NFMLs自成形過(guò)程Fig.3 Self-forming process of NFMLs

圖4 NFMLs自成形構(gòu)件實(shí)物Fig.4 Selfing-forming practicality diagram of NFMLs

圖5 C型超聲波設(shè)備Fig.5 C-SAM equipment

采用μ-x360n X射線殘余應(yīng)力分析儀測(cè)試NFMLs構(gòu)件的殘余應(yīng)力，如圖9所示。X射線照射到樣品后，通過(guò)全二維探測(cè)器收集來(lái)自樣品360°全方位衍射信息，并在探測(cè)器上形成德拜環(huán)；因無(wú)應(yīng)力的德拜環(huán)是標(biāo)準(zhǔn)的圓形，受殘余應(yīng)力作用的樣品所產(chǎn)生的德拜環(huán)則發(fā)生變形，通過(guò)德拜環(huán)的變化并采用cosα方法計(jì)算出殘余應(yīng)力。盡管X射線法僅能測(cè)試鋁鋰合金表面深度約10μm處的殘余應(yīng)力，但可作為直觀定性分析手段。

基于通過(guò)X衍射獲得各點(diǎn)的德拜環(huán)非常完整（圖10），說(shuō)明鋁鋰合金經(jīng)過(guò)一系列處理工藝后，晶粒尺寸依然較為均勻。根據(jù)各點(diǎn)的德拜環(huán)，計(jì)算其殘余應(yīng)力，均介于-18～50MPa，但無(wú)顯著規(guī)律；將構(gòu)件放置一周后，其殘余應(yīng)力依然介于該范圍內(nèi)。在NFMLs自成形構(gòu)件中，其殘余應(yīng)力主要來(lái)自兩個(gè)方面：一個(gè)方面，由于鋁鋰合金與玻璃纖維熱膨脹系數(shù)的差異，在樹(shù)脂固化并冷卻后產(chǎn)生金屬層受拉、纖維層受壓的殘余應(yīng)力；另一方面，在通過(guò)真空負(fù)壓使NFMLs貼膜的過(guò)程中，鋁鋰合金發(fā)生的彈性變形也會(huì)使材料具有一定的壓力。通過(guò)以上試驗(yàn)的結(jié)果可見(jiàn)，鋁鋰合金彈性形變產(chǎn)生的殘余應(yīng)力并不十分顯著，NFMLs自成形構(gòu)件中的殘余應(yīng)力在可接受的范圍內(nèi)；但殘余應(yīng)力在NFMLs中分布復(fù)雜，殘余應(yīng)力數(shù)值較小且這種測(cè)試方法存在一定的離散性，本試驗(yàn)并未獲得該構(gòu)件殘余應(yīng)力分布的規(guī)律性結(jié)果。

4 回彈分析

盡管NFMLs自成形構(gòu)件在各個(gè)部位的殘余應(yīng)力數(shù)值不大，但作為薄壁結(jié)構(gòu)件，其回彈問(wèn)題仍需重點(diǎn)關(guān)注。

本文采用ATOS Compact Scan 5M藍(lán)光三維掃描儀對(duì)NFMLs自成形構(gòu)件放置不同時(shí)間后的形狀尺寸進(jìn)行測(cè)試，以分析其回彈行為，如圖11所示。首先，根據(jù)該構(gòu)件可能的變形情況，確定用于后期數(shù)據(jù)處理時(shí)所參照的基準(zhǔn)點(diǎn)，并在基準(zhǔn)點(diǎn)處粘貼標(biāo)準(zhǔn)鋁合金樣塊作為標(biāo)記物；然后，在構(gòu)件外表面噴涂顯影劑，使被測(cè)物體表面呈現(xiàn)良好的漫反射狀體，提高掃描質(zhì)量；同時(shí)，均勻粘貼定位點(diǎn)，以利于掃描定位；最后，通過(guò)掃描儀獲取構(gòu)件的形狀信息后，采用Geomagic Studio軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。

圖6 NFMLs自成形構(gòu)件的C型超聲波掃描圖像Fig.6 C-SAM diagram of selfing-forming practicality of NFMLs

圖7 NFMLs自成形構(gòu)件的厚度均勻性分析Fig.7 Thickness uniformity analysis of NFMLs self-formed component

圖8 NFMLs自成形構(gòu)件曲率最大處的截面形貌Fig.8 Sectional morphology of NFMLs self-formed component with maximum curvature

圖9 NFMLs自成形構(gòu)件的殘余應(yīng)力測(cè)試Fig.9 Residual stress test of NFMLs self-formed component

將剛制備的NFMLs構(gòu)件再次放至模具中，依然可以完全貼膜，說(shuō)明在固化后的冷卻過(guò)程中，構(gòu)件的回彈并不顯著，如圖12（a）所示。隨后，將此構(gòu)件在常溫下自由放置，隨著放置時(shí)間的延長(zhǎng)，回彈現(xiàn)象出現(xiàn)，其“張開(kāi)”式變形趨勢(shì)如圖12（b）所示。在放置1周后，構(gòu)件的回彈現(xiàn)象已十分顯著，由12（c）可知，個(gè)別部位的變形最大可達(dá)15～20mm。將該構(gòu)件繼續(xù)放置至4周時(shí)，回彈現(xiàn)象依然存在，但構(gòu)件回彈量較小，大部分位置的位移量均在1mm以內(nèi)（圖12（d））。綜合以上，說(shuō)明NFMLs自成形構(gòu)件的應(yīng)力釋放和回彈變形基本在一周內(nèi)完成?？紤]飛機(jī)的實(shí)際裝配，構(gòu)件放置一周以上時(shí)間很難避免，而顯著的回彈變形將影響到飛機(jī)的裝配精度，并對(duì)其整體強(qiáng)度產(chǎn)生不利影響。

依靠自成形工藝本身解決回彈問(wèn)題具有一定的難度。NFMLs自成形構(gòu)件中的殘余應(yīng)力極為復(fù)雜，很難通過(guò)解析計(jì)算或有限元仿真精確預(yù)測(cè)其回彈變形量。目前，對(duì)于此類情況，只能結(jié)合NFMLs回彈特性的系統(tǒng)研究，并依靠經(jīng)驗(yàn)性修模予以解決，而該過(guò)程效率低下且成本過(guò)高。

圖10 鋁鋰合金的德拜環(huán)Fig.10 Debye ring of Al-Li alloy

圖11 NFMLs自成形構(gòu)件的形狀尺寸測(cè)量Fig.11 Shape and dimension measurement of NFMLs self-formed component

圖12 NFMLs自成形構(gòu)件放置過(guò)程的回彈變形Fig.12 Springback of self-formed NFMLs component

結(jié)論

（1）采用自成形工藝可實(shí)現(xiàn)NFMLs機(jī)翼前緣等大曲率構(gòu)件的成型，且貼模度高、厚度均勻性好、無(wú)顯著分層缺陷。

（2）在未進(jìn)行鋁鋰合金預(yù)成形的條件下，自成形后的構(gòu)件未發(fā)現(xiàn)較大殘余應(yīng)力的存在，成形后金屬表面的殘余應(yīng)力僅為-18～50MPa。

（3）NFMLs前緣構(gòu)件在常溫下放置時(shí)存在顯著的“張開(kāi)式”回彈現(xiàn)象，依靠自成形工藝本身解決回彈變形的問(wèn)題難度較大，可以考慮在自成形后采用其他成型方式對(duì)NFMLs進(jìn)行校形。

參 考 文 獻(xiàn)

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