南京航空航天大學機電學院 査文陸 安魯陵 王 巖 黃曜峰

哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司 李紅偉

復合材料憑借其高比強度、高比剛度、高比模量等一系列優(yōu)點被越來越多地應用到飛機結構上來，并明顯減輕飛機的結構重量，大幅提高飛機結構效率，其用量成為航空航天結構的先進性標志之一[1]。復合材料構件的成型通常要在模具中完成，模具在很大程度上影響著產品的內部質量和表面狀態(tài)，模具的尺寸、重量對模具成本以及復合材料制件總的制造成本有很大影響，這些都使得模具在復合材料產品制造過程中起著舉足輕重的作用。采用數(shù)字化設計與制造方法能夠顯著提高復合材料成型模具研制效率和模具的設計質量，縮短生成準備周期。本文以圖1所示的框架式復合材料成型模具為例，詳細介紹如何應用數(shù)字化設計技術來提高模具的設計質量和效率。

圖1 典型的框架式成型模具

框架式成型模具通常由模板和支撐結構組成，模板制造中要求型面精度高、表面質量好，以保證復合材料構件成型后的外形符合設計要求；支撐結構用來保證模具結構的穩(wěn)定性，因此要求具有足夠的剛度和強度；支撐結構上通常開有散熱孔，以保證模具在熱壓罐內的傳熱性好。

參數(shù)化設計方法的應用

成型模具的數(shù)字化建模過程：根據產品模型提取模板上模面，經檢測、延拓、翻邊、等距等操作生成模板；在模板的基準平面上創(chuàng)建與模板下模面完全貼合型板實體，其上定義散熱孔、卡槽特征；根據型板的位置，在基準平面上設計底板，最后在產品的重心兩側對稱地創(chuàng)建叉車槽。

上述設計方法較依賴模具設計人員所掌握的知識和經驗，不同的設計者設計出的型板排布、框格間距、散熱孔尺寸、叉車槽等都會有所不同，且設計重復性勞動較多，效率低下。為改善這種局面，研究人員對此進行了研究，張虹對飛機復合材料構件工裝設計知識庫系統(tǒng)進行了研究與開發(fā)[2]，張富官[3]、田歡歡[4]研究了應用參數(shù)化技術開發(fā)復合材料成型模具設計系統(tǒng)，充分借鑒、吸收企業(yè)工裝設計人員的設計經驗，對工裝設計中依據的原理、方法和已有的設計實例進行梳理和分析，一方面構建工裝設計知識庫，將規(guī)則、典型結構、設計實例、設計數(shù)據等納入其中，供工裝設計人員參考；另一方面，將這些經驗、規(guī)則嵌入參數(shù)化設計模塊中，使得所設計出的模具結構合理，符合規(guī)范，具有較高質量，并基于CATIA開發(fā)參數(shù)化設計向導工具集，實現(xiàn)模具的參數(shù)化設計，從而為解決工裝設計重復性勞動多、設計效率低的問題提供了一條有效途徑。

應用參數(shù)化設計方法的具體操作是，先分析模具結構并提取模具的主要結構尺寸，依據模型設計規(guī)范對各部分尺寸建立參數(shù)關聯(lián)和模具結構的參數(shù)化模型，使其結構能隨主要驅動參數(shù)的改變而自動修改。下面以模具支撐板與散熱孔為例，介紹參數(shù)化設計技術的應用。

（1）支撐板排布的參數(shù)化。

由于復合材料構件的多樣性，其曲面的形狀各不相同，導致其模具樣式也各不相同。但在模面經過延拓、翻邊、等距等操作生成模板后，其外輪廓均可呈多邊形，然后在此多邊形的基礎之上構建模具的支撐結構。分析歸納這些多邊形的主要輪廓形狀，典型的多邊形如圖2所示。在此多邊形的輪廓之中建立支撐板排布的參數(shù)化模型，整體排布模型主要由6個參數(shù)驅動，分別是外輪廓多邊形、U向垂直方向參考線、U向間距、V向間距、內支撐板寬度以及外支撐板寬度；并結合在內部之間U向垂直于參考線，U、V垂直等參數(shù)約束關系，在確定好這一系列主要參數(shù)及約束后，再加上一些邏輯判斷，處理不能夠整除的多余距離處的支撐板布置等細節(jié)。支撐板排布的參數(shù)化規(guī)則和模型的建立能夠較廣泛地適用于為各種模面建立支撐板排布，圖2中典型多邊形輪廓便是依據這一參數(shù)化模型所建立的排布。

圖2 典型模具投影多邊形輪廓及支撐板排布

（2）散熱孔形狀與位置參數(shù)化。

如圖3所示，每個支撐板上都有一系列的散熱孔、卡槽，并且可能有叉車槽孔。由于每個支撐板的輪廓由模面、底板基準面以及模具投影多邊形邊緣輪廓所決定，其中根據輸入驅動參數(shù)——散熱孔類型，半圓形散熱孔半徑及間距、邊距，散熱孔半徑，散熱孔分層間距等，并結合內部特殊情況判斷是否需要預留叉車槽，是否具有隨形散熱孔，卡槽與支撐板邊緣之間距離是否足夠開設散熱孔等。綜合驅動參數(shù)與細節(jié)判斷，可以為具有明確輪廓的支撐板創(chuàng)建上述一系列特征。由于依據同一底板基準面和投影多邊形邊緣輪廓能夠同時滿足各支撐板的同一位置的散熱孔基本在同一直線上，以確保散熱效率，從而實現(xiàn)雖然支撐板形狀不一，但仍然具有相似結構特征。

圖3 散熱孔形狀與位置

依據參數(shù)化設計方法，將上述典型結構設計過程通過CAA代碼實現(xiàn)，并將其中的設計規(guī)則和設計經驗加入其中，開發(fā)了基于CATIA的參數(shù)化設計向導工具集，進而自適應地生成所需的模具支撐結構模型，圖4所示為參數(shù)化設計流程。這種參數(shù)化設計方法主要有以下優(yōu)點：

（1）將同類型的重復性設計工作建立統(tǒng)一的設計模式并封裝，可減少工作強度，提高設計效率和質量。

（2）通過建立一定的規(guī)則使之具有較廣泛的適應，能夠依據參數(shù)與規(guī)則靈活多變地快速生成相應的模型。

（3）將設計要求與規(guī)范寫入程序，通過錯誤提醒機制，可避免設計時易忽略的細節(jié)，減少修改和返工。

（4）參數(shù)化設計向導的建立，提供更統(tǒng)一的設計步驟，使得新加入的工裝設計人員更快地進入設計狀態(tài)。

總之，開發(fā)參數(shù)化設計向導工具集能實現(xiàn)模具的快速設計。除此之外，筆者認為支撐板排布的多樣化設計、散熱孔類型的多樣化設計以及叉車槽位置的精確確定都將進一步提高模具的設計質量。

有限元仿真分析的應用

數(shù)字化技術貫通飛機設計制造各個環(huán)節(jié)，打破了產品設計和制造之間的“鴻溝”，應用這種思想[5]，在模具的設計過程中將復合材料構件的固化過程考慮進來將進一步提高模具設計質量。主要表現(xiàn)在[6]：一是復合材料構件在固化過程中會產生變形，影響復合材料構件變形的因素有很多，而究其根本原因是由于殘余應力的存在，而殘余應力的產生主要是由構件內部溫度場分布的不均勻性導致的，從固化的角度考慮主要是由于模板表面的溫度不均勻導致與構件的傳熱不均勻；二是成型模具本身在構件成型過程中產生變形，模具是與構件一起放在真空熱壓罐中固化成型的,模具在這個過程中承受高溫熱載荷、自身重力及工裝壓力的共同作用也會產生變形,模具的變形對制件固化變形有一定的影響并最終影響到構件的精度。利用有限元仿真模擬技術，可以對構件成型過程中構件溫度場、模具溫度場建立符合實際的可靠有限元模型，分析并預測變形，進一步在事先設計過程中通過補償變形到成型模具中，從而提高最終構件成型精度；同樣也可以通過建立有限元模型分析模具支撐結構主要參數(shù)對模板表面溫度均勻性的影響規(guī)律，從而提出改善固化過程中模板溫度均勻性的模具設計方法。

（1）固化過程中模具變形預測與補償。

模具變形最重要的是模面的變形，其變形將直接影響與其接觸的復合材料構件的成型質量，而模面在工藝過程中的變形主要是沿支撐方向的變形，因此用型面上各點沿高度方向的最大位移差作為模具變形的表征參數(shù)。由于復合材構件固化變形主要發(fā)生在降溫階段，成型模具變形對復合材料制件固化變形的影響也主要發(fā)生在降溫階段,因此以降溫階段模具變形作為研究對象。

文獻[7]中，陳曉靜首先建立模具溫度計算網格模型，并根據工藝方案計算出溫度載荷，然后建立模具結構變形網格模型。固化過程中，模具放在水平的架子上自由支撐,在模擬計算時可以看作模具底面4個底角中的1個固定,其他3個底角只限制沿高度方向的變形為零；所需施加的載荷包括模具溫度載荷、模具自身重力載荷及制件和工裝的壓力載荷,這些是復合材料制件成型過程中必要的力載荷。建立模型后，運用試驗監(jiān)測典型位置點處的支撐方向的變形，從而來驗證所建立模型的準確性。在模具設計階段，運用經過驗證的模型分析復合材料構件在成型過程中模具可能產生的變形，并將變形量補償添加到模面的設計計算中來，這將提高實際制件的精度。

（2）模具支撐結構對模板表面溫度均勻性的影響。

模具支撐結構的阻擋會對罐內空氣流動造成影響。模具結構影響風的流動，空氣速度的影響會造成零件成形時熱量隨著風速流動。模具結構對空氣速度的影響造成模板溫度的高低不同，導致成形過程中零件的溫度不均。根據CFD理論，采用分析軟件對復合材料成型模具在熱壓罐中成型的溫度分布進行模擬，分析成型模具支撐結構對溫度場均勻性的影響，從而改進支撐結構設計。

圖4 成型模具參數(shù)化設計流程圖

文獻[8]中，李德尚首先根據固化過程中的實際情況，建立固化過程的數(shù)學模型，研究復合材料成型模具的溫度場，根據經驗設計的模具結構及溫度場分析結果可知，模板表面溫度往往不均，對復材模具支撐結構進行局部的修改之后再次進行溫度場分析。通過對比多次修改后的結果可以了解到，一定的修改方式后的模具通過改變風的流向能夠提高模板表面溫度均勻性。

因此，筆者認為通過建立可靠的模型后，逐項更改某一關鍵設計參數(shù)，并進行溫度場分析，然后結合統(tǒng)計相關知識可發(fā)現(xiàn)這一參數(shù)對模具溫度場的影響規(guī)律，從而提出提高模具溫度場均勻性的改善方案，以提高復合材料構件成型過程中的溫度均勻性，達到提高構件成型精度的目標。

結構優(yōu)化

目前國內的復合材料成型模具一般是通過保守估計的方法設計，并沒有通過結構優(yōu)化，這樣設計出來的模具，特別是大型制件模具，通常都非常笨重，不僅耗費大量材料，因熱容量升高也可能影響到固化反應，同時對運輸、使用過程的相關設備噸位要求很高，大大增加了成本，甚至影響了制造能力。因此，減重是模具設計優(yōu)化的一個重要方面。減重的方法必須要通過合理計算，否則會直接影響到模具的強度和剛度，導致使用過程中變形而影響制件質量[9]。

成型模具的支撐結構呈網狀，且每個支撐板上有諸多散熱孔，其大小和形狀對模具的散熱和剛度均有影響，太大則影響剛度，太小則影響散熱和重量；此外，散熱孔的形狀也會影響剛度、重量和散熱，如何使設計取值保持在一個合理范圍需要一個優(yōu)化過程。文獻[10]中，張鋮通過對支撐結構建立拓撲優(yōu)化模型，獲得模具模型非拓撲區(qū)的材料分布情況，可為散熱孔形狀的選取提供一定指導意義。分析得知，在邊界條件相同和質量近似的情況下，桁架式開口模型的變形量約為方形開口模型變形量的48%。因此，框架式模具底部支撐結構采用桁架式開口形式要優(yōu)于方形開口形式，其結構效率優(yōu)勢明顯。

減重優(yōu)化可通過有限元分析模具在不同工況下的應變、應力情況，根據計算結果調整優(yōu)化模具結構，最終使最嚴重工況下的應力、應變值小于材料許用值乘以安全系數(shù)。以下提出一種結合應力分析與參數(shù)化建模，并進行反復判斷的方法，達到既滿足不同工況下的應變、應力情況，同時也在很大程度上簡化模具結構的目標。首先創(chuàng)建只含外支撐板的模具，再往里面添加最簡單的一根或垂直的兩個支撐板，并完成散熱孔叉車槽的創(chuàng)建，再進行剛度校核，若滿足則符合要求，若不滿足則在之前添加過支撐板的基礎上重新添加或修改支撐板，然后再進行校核，直到滿足要求則完成模具的設計，其流程如圖5所示，此法能夠在在保證剛度的情況下盡可能地減化支撐結構。

圖5 一種應力分析方法的模具設計流程圖

結束語

對復合材料成型模具數(shù)字化設計技術進行了綜述和分析，從幾何角度考慮，基于模塊化、參數(shù)化、快速設計方法，將數(shù)字化技術應用到復合材料成型模具的設計過程中，可有效簡化設計過程，提高設計效率；從熱力學、拓撲結構等角度考慮，基于有限元模擬仿真方法、剛度校核，將復合材料成型模具的設計過程與復合材料構件的制造過程相結合，可以減少修改與返工，提高模具結構效率，進一步提高復合材料構件的成型精度。

[1] 安魯陵,李薇,孫小峰,等.飛機復合材料構件工裝的數(shù)字化設計.航空制造技術, 2010(6):74-77.

[2] 張虹. 飛機復合材料構件工裝設計知識庫系統(tǒng)研究與開發(fā)[D].南京:南京航空航天大學, 2008.

[3] 張富官,安魯陵,李汝鵬.復合材料構件成型模具的參數(shù)化設計.宇航材料工藝,2008(6):10-14.

[4] 田歡歡,安魯陵. 飛機復合材料構件成型模具型板架參數(shù)化設計. 航空制造技術, 2015(S1):119-121.

[5] 谷雨. 飛機研制數(shù)字化的現(xiàn)狀與未來——訪中航工業(yè)沈陽飛機設計研究所副總設計師管林.航空制造技術, 2015(1/2):54-56.

[6] 李桂東. 復合材料構件熱壓罐成型工裝設計關鍵技術研究[D].南京:南京航空航天大學, 2010.

[7] 陳曉靜. 復合材料構件固化成型的變形預測與補償[D].南京:南京航空航天大學, 2011.

[8] 李德尚.飛機復材零件熱壓罐成形復材工裝設計技術[D].南京:南京航空航天大學, 2010.

[9] 晏冬秀,劉衛(wèi)平,黃鋼華,等.復合材料熱壓罐成型模具設計研究.航空制造技術, 2012(7):49-52.

[10] 張鋮,梁憲珠,胡江波,等.拓撲優(yōu)化在框架式模具結構選形中的應用.航空制造技術, 2012(9):62-63,68.