仲小慧，高培軼，劉義明

先進復合材料結構裝配應用與前景分析

仲小慧，高培軼，劉義明

（航空工業(yè)西安飛機工業(yè)（集團）有限責任公司，陜西 西安 710089）

基于科學技術的迅猛發(fā)展，飛機先進復合材料的運用更加廣泛，國家高度重視飛機結構研發(fā)，當前復合材料結構裝配協(xié)調技術具有多項功能，包括結構的整體性、可設計性等?；诖?，闡述了關于飛機裝配協(xié)調技術的研究與分析，簡析了當前飛機先進復合材料結構裝配協(xié)調技術現狀，最后提出飛機先進復合材料結構裝配協(xié)調技術未來發(fā)展趨勢，以期為裝配協(xié)調的理論和技術提供借鑒。

復合材料；結構裝配；協(xié)調技術；發(fā)展趨勢

1 關于飛機裝配協(xié)調技術的研究與分析

1.1 協(xié)調要素、協(xié)調關系

諸多不協(xié)調問題存在于飛機裝配結構中，嚴重影響飛機性能。造成飛機裝配結構不協(xié)調的因素包括零件設計、零件加工、工裝制造等。新時期，為有效解決飛機裝配中的不協(xié)調問題，將提升飛機制造進度作為重要研究課題，通過初步構建協(xié)調模型，建立總體的工藝設計方案，將協(xié)調內容、協(xié)調方法、協(xié)調依據納入方案設計內，并將模型構建建立在產品設計的基礎上，利用三維模型呈現飛機產品設計的尺寸和性質[1]，從而體現整體的信息內容，飛機協(xié)調模型關系能夠直觀反映飛機的形狀與尺寸，并結合飛機的裝配結構，篩選出適合的組件、部件工藝裝備，從而滿足飛機裝配零件中的控制標準。

1.2 裝配協(xié)調誤差與系統(tǒng)開發(fā)

在飛機裝結構裝配中協(xié)調模型容易出現零件加工誤差，此類誤差嚴重影響著協(xié)調模型關系。零件加工主要控制零件的尺寸和零件形狀，在飛機零件加工中，變形誤差包括很多種，零件的薄壁零件會因為夾持、制孔、重力等因素產生變形的現象。配合定位誤差也是飛機結構裝配中的誤差因素，在零件定位時，裝配零件、裝配設備要盡可能地貼合實際，并減少零件的平移和轉動，將誤差控制在最小范圍內[2]。重定位誤差是在飛機結構中定位時產生的誤差，基于零件的不同層次，其制造基準和定位之間存在一定的差異性，從而形成重定位誤差。

2 當前飛機先進復合材料結構裝配協(xié)調技術現狀

飛機先進復合材料基于本身屬性的不同，受影響的因素也不相同，由于復合材料樹脂固化收縮、模具熱膨脹系數等因素不同，直接影響復合材料制造后的尺寸精度。如果飛機復合材料部件位置不匹配，將嚴重影響后續(xù)的處理。采取強制的處理方法，金屬部件會產生變形的現象，增加了額外的應力，加之復合材料眾多的不確定因素，加劇了結構裝配協(xié)調問題。復合材料的高剛度難以將其制壓到合適位置上，對于不符合標準的構件，一般采用加墊補償的方式進行適當的配合，這增加了經費成本，因此必須提高結構裝配協(xié)調技術的創(chuàng)新性，減少各項因素影響而產生的誤差。

3 飛機先進復合材料結構裝配協(xié)調技術未來的發(fā)展趨勢

3.1 數字量化技術

飛機結構裝配協(xié)調技術中的數字量化技術通常采用的是數字化測量設備，包括經緯儀、激光跟蹤儀和激光雷達等。利用經緯儀測量的原理為：在測量水平角和垂直角時可以測量單點的坐標值，并且需要2臺以上的經緯儀，便于測量空間交會測量坐標系。激光跟蹤儀則能夠有效實現角度和單點的三維坐標值測量，其原理是利用激光發(fā)射器、傳感器、信號接收器、中央處理器進行聯(lián)動工作，從而提升測量值的精確度。激光雷達主要是用來輔助飛機裝配，在測量精度上僅次于激光跟蹤儀。

3.2 虛擬裝配技術

虛擬裝配技術需要的環(huán)境狀態(tài)必須具備可裝配性分析評價，其中裝配模型主要控制零件的數模，規(guī)劃結構裝配的路徑，并從結構裝配模型中獲取重要的信息數據。虛擬裝配技術中包括的研究內容有裝配模型信息，其模型是將數字化預裝配序列規(guī)劃為前提。在虛擬制造技術、數字化預裝配角度下，裝配模型是一種集成化的信息模型，支持產品設計的全周期，涉及裝配相關的所有活動，如產品的定義、生產規(guī)劃以及相關的各個子過程裝配。裝配序列規(guī)劃是基于裝配序列角度出發(fā)，從裝配模型推導出裝配序列的難點，并具體研究分析裝配序列之間的可執(zhí)行性，確保呈現的分析結果將各序列的完整性和準確性清晰地表達出來，進一步滿足裝配序列的存儲空間要求。裝配路徑規(guī)劃指的是零件在數字化裝配空間中的動態(tài)軌跡，確保最終實現無碰撞、無干涉的裝配，進一步提升零件裝配性能。在數字化結構裝配中的碰撞、干涉檢查包括裝配路徑干涉檢驗、間隙體積計算等，在3D物理模型的數字化預裝配理念下，必須嚴格控制結構裝配中因碰撞產生的相互作用，減少物體之間的重疊現象。

3.3 飛機自動化裝配技術

飛機自動化裝配技術中包括自動運輸技術，在線數字化測量、定位和監(jiān)控技術，柔性工裝技術和建造移動裝配生產線，例如波音767飛機采用的移動生產線，如圖1所示。通常采用飛機設計測量點設計，通過坐標系統(tǒng)建立，利用激光跟蹤儀平臺設計，從而更好地提升支撐結構的剛性。對于機身的大部間柔性裝配，采用多構型機身段裝配平臺進行數字量測量定位。對于多點可調支撐結構設計技術而言，其設計的關鍵點在于需要采用數字量驅動調整方法，利用激光跟蹤儀測量定位系統(tǒng)，提升結構支撐結構的剛性設計效果，對于機身部件的調整，采用可調整、數字控制、支撐結構平臺控制方法，結合數字量進行測量和定位，采用脈沖移動生產線。多點成形技術的實施是建立在柔性工裝設計的基礎上，采用離散點的思路以點帶面。柔性工裝技術優(yōu)勢在于縮短飛機結構裝配型架制造周期，可以代替固定的裝配型架，并且一套柔性工裝能夠裝配多種飛機零件。

圖1 波音767飛機移動生產線

3.4 自動制孔技術

當前采用的制孔技術設備包括自動鉆機制技術、機器人制孔技術、精密數控控制孔中心。其中，機器人制孔技術是根據機器人自身的優(yōu)點，用于復雜的外形結構制孔，比手工制孔效率更高，最大化提升制孔質量，減少石墨粉塵對人體的傷害。精密的數控加工中心制孔采用的是第四代快速裝配技術，結構設計呈模塊的形式，并對制造提出更高的要求，基于飛機本身的使用壽命對制孔的精度要求更高，在質量要求上更精細化。

4 結構裝配協(xié)調技術未來發(fā)展趨勢

4.1 復合材料構建裝配偏差與公差設計

復合材料構建裝配偏差與公差設計具有自身的特殊性質，主要體現在模型設計時要充分考慮飛機復合材料的向異性、高剛性和脆性，在未來的設計中，要加強復合材料構件的制備工藝，加緊研發(fā)構件變形的方法，明確掌握變形規(guī)律和統(tǒng)計分布的基礎數據。根據飛機生產批量、協(xié)調路線長和工藝裝備，全面考慮影響生產方法的各因素，加強對傳統(tǒng)變形工藝分析，并從中汲取經驗，確保為相關構件裝配偏差建模與公差設計理論體系研究提供參考。

4.2 復合材料裝配應力對疲勞性的影響

復合材料構件的制造偏差在形狀協(xié)調過程中引入裝配應力，從而對復合材料的疲勞性產生影響，包括開孔、厚度、變截面等形狀部位。在應力的作用下，構件的細節(jié)部分應力集中，能夠有效降低結構疲勞程度。然而影響先進復合材料結構的因素諸多，且因力學性能特點容易產生疲勞損傷現象。在結構的相互作用下，復合材料能夠發(fā)揮自身的優(yōu)勢，將疲勞影響控制在最小范圍內。因此，相關人員要科學合理地分析影響復合材料結構裝配的疲勞性能，并積極引進國內外先進的設計辦法，延長構件的使用壽命，利用DFR方法中的參數值方法進行構件壽命分析，經過復合材料疲勞模型分析，總結各方面的影響因素，并不斷探索復合材料結構裝配協(xié)調工藝和補償方案設計存在的未知問題。

4.3 復核材料裝配應力的工藝方法

飛機先進復合材料裝配架型作為控制飛機裝配準確度、協(xié)調度的重要手段，復合材料裝配過程中更加依賴于裝配型架，所實施的任務在型架上完成。為有效提升結構裝配協(xié)調性，要合理優(yōu)化定位方法，充分考慮裝配復合材料的應力，控制構件裝配偏差，合理考量位姿、形狀和內應力的定位，并在裝配協(xié)調中尋找內應力場，從而提升復合材料結構的疲勞性能。采用科學的下架方式，將復合材料構件置于約束狀態(tài)，在此作用下，構件內部應力場在下架過程中隨著應力的變化而變化，確保在復合材料構件裝配結束后，連成受力整體，充分考慮構件定位在組合作用下的損傷行為，盡可能減少復合材料構件局部損傷。

5 結論

綜上所述，飛機先進復合材料結構裝配協(xié)調技術對飛機構件的整體性能有重要影響，先進復合材料在國家經濟發(fā)展和航空事業(yè)發(fā)展中具有經濟優(yōu)勢，在新時代發(fā)展下的結構裝配協(xié)調技術更加成熟，在材料發(fā)展和研究水平上還應加緊創(chuàng)新和探索，隨著行業(yè)對結構裝配的輕量化、制造的自動化、能耗低碳化等需求的不斷增長，加快復合材料的制造技術創(chuàng)新必將成為未來發(fā)展的必然趨勢。

［1］王華.飛機先進復合材料結構裝配協(xié)調技術研究現狀與發(fā)展趨勢［J］.航空制造技術，2018，61（7）：26-33.

［2］陳濟桁.2019年航空復合材料產業(yè)發(fā)展回顧與展望［N］.中國航空報，2020-03-13（007）.

V262.4

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.12.067

2095－6835（2020）12－0152－02

〔編輯：王霞〕