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

中航復合材料有限責任公司 程文禮 葉宏軍

先進復合材料具有重量輕、比強度高、比剛度高、可設計性強、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，已廣泛應用于飛行器結(jié)構(gòu)。同時，采用整體化制造技術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]。通用飛機復合材料化已是目前和今后的一個發(fā)展趨勢，國外通用飛機在機體結(jié)構(gòu)上大量采用低成本、輕質(zhì)高強度復合材料，并在材料、機體結(jié)構(gòu)整體化設計、分析和制造技術等方面取得了快速發(fā)展與提高，使得飛機結(jié)構(gòu)設計和制造技術已發(fā)生了深刻的變革，這種先進的整體結(jié)構(gòu)與常規(guī)鉚接結(jié)構(gòu)相比具有許多優(yōu)點。（1） 氣動性能：表面光滑、外形準確、對稱性好；（2）結(jié)構(gòu)強度：總體和局部的剛性好、強度高，耐疲勞、耐久性、抗疲勞損傷性及機體可靠性高；（3）重量：減輕機體結(jié)構(gòu)重量約15%～20%，增加有效載重；（4）工藝和經(jīng)濟：簡化飛機工藝裝備，減少裝配工作量，縮短制造周期，降低整機全壽命期成本[2-3]。本文主要對某輕型公務機全碳纖維復合材料中機身整體成型技術進行研究，對提升我國通用飛機復合材料技術設計和制造水平具有非常重要的作用和意義。

某輕型公務機整體化復合材料中機身

某輕型公務機中機身是一個增壓艙，為復合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，其主要承受壓力、自身的重力、后機身傳力、發(fā)動機支架傳力，并與機翼傳力在機身機翼對接處平衡。中機身整體長約4.5m，高約1.5m，寬約1.5m，機身除了客艙門和應急出口處采用門框加強外，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行加強。整個增壓艙分為機身上、下部分，如圖1所示。

圖1 增壓艙示意圖

復合材料中機身整體成型材料及方法

1 成型材料

中機身選用的主要材料為TORAY碳纖維預浸料，如表1[4]所示。其主要特點是采用真空袋-烘箱成型，相對于傳統(tǒng)的熱壓罐固化預浸料體系，這種預浸料體系在烘箱內(nèi)即可加熱固化，大大節(jié)省了設備費用，這種航空結(jié)構(gòu)用預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?shù)奶攸c，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

分析中機身復雜的結(jié)構(gòu)形式：增壓艙是一個半封閉艙體，因此工裝不可能設計為一個整體，設計時分上半模和下半模兩部分來制造，將三維鋪層設計的分模面作為工裝的分模面。這樣鋪貼時可以上半模、下半模同時鋪貼，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，并進行接縫補強，最后固化成型。綜合考慮工裝的重量及與復合材料熱膨脹系數(shù)的匹配性，選擇復合材料工裝，為了減輕增壓艙上半模重量，上半模型面只采用復合材料型板進行加強，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]。通過對機身結(jié)構(gòu)鋪層設計分析，對上、下半模合模位置進行了鋪層補強設計，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，機身外蒙皮固化粘結(jié)后形成內(nèi)部機身艙腔體，局部位置內(nèi)蒙皮的鋪疊操作難度太大，幾乎無法實現(xiàn)，所以針對中機身整體結(jié)構(gòu)，采用共固化技術。同時根據(jù)結(jié)構(gòu)特點、材料特性及質(zhì)量要求等對主要工藝展開研究如下：（1）預浸料鋪層及剪口優(yōu)化技術；（2）蜂窩芯加工及定位技術；（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

中機身整體成型工藝采用共固化技術，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模塊對中機身鋪層進行可制造性分析，發(fā)現(xiàn)整層設計的預浸料層在結(jié)構(gòu)突變的位置無法展開，并且纖維角度變化非常大，遠遠偏離了設計給出的鋪層角度，如圖4所示。這是因為中機身型面復雜，而對于復雜曲面上的鋪層，進行二維展開時，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)才可以進行鋪層展開[5]。所以在對復合材料分層數(shù)模進行工藝分析時，對不同位置作為起鋪點的纖維角度變化進行分析，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找到最優(yōu)且滿足設計鋪層角度公差的工藝設計方案，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，其尺寸遠遠超出蜂窩芯的外形尺寸，且蜂窩芯外形復雜，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，由于收縮會造成實際拼接時比理論外形小15～20mm，所以研制過程采用拼接膠先將蜂窩芯拼接，同時進行穩(wěn)定化處理，如圖7所示，然后進行外形銑切，可以把誤差控制在±3mm范圍以內(nèi)，符合設計要求。

（3）蜂窩芯及預埋件定位。

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

（4）制袋。

圖6 機身蜂窩芯外形

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，鋪疊補強層后進行制袋，由于中機身尺寸大，機身內(nèi)部閉角多，排袋困難，容易架橋，局部地區(qū)由于導氣不暢通，造成假真空。通過模擬和試驗的方法，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。

復合材料結(jié)構(gòu)在升溫固化過程中經(jīng)歷復雜的熱-化學變化，溫度、壓力及保溫時間等工藝參數(shù)的確定對結(jié)構(gòu)成型過程有著重要的影響，最終關聯(lián)著質(zhì)量問題[6]。如果工藝參數(shù)選擇不當，常常使復合材料形成不同類型的缺陷，如分層、孔隙、脫粘等。在中機身的成型過程中，按簡單的材料工藝進行固化，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，主要是由于中機身模具是一個一端封閉的結(jié)構(gòu)，且機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，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87℃保溫1.5h（第一臺階），在樹脂進行了部分固化反應，釋放了一定的固化反應熱，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。

中機身的風擋、舷窗、艙門等處采用外形銑切型架及靠模的方式進行銑切，如圖11所示。經(jīng)無損及型面檢測，均能滿足設計要求。

圖11 外形銑切

結(jié)束語

通過對某型公務機中機身整體成型技術的研究，證明了該結(jié)構(gòu)采用蜂窩預處理及定位，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復合材料主結(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復合材料技術設計和制造水平，對推動我國通用飛機產(chǎn)業(yè)的發(fā)展具有重要的作用和意義。

[1]陳邵杰.淺談復合材料整體成型技術. 高科技纖維與應用,2005, 30(1):6-10.

[2]邱宏波.復合材料在世界通用飛機的應用發(fā)展趨勢.裝備制造技術,2013(7):160-162.

[3]王彬.低成本復合材料公務機制造技術分析.航空制造技術,2013(7):58-61.

[4]李珂.AGATE計劃與美國通用航空復合材料. 高科技纖維與應用,2013,38(2):62-64.

[5]馬瑛劍.低成本通用飛機復合材料設計制造一體化技術.航空制造技術,2011(20):51-54.

[6]萬喜偉,王海青,徐洪波,等. 某大型復合材料結(jié)構(gòu)膠接面次生缺陷解決過程分析.航空制造技術,2011(11):96-99.