陳爭新

海軍裝備部，四川 成都 610093

先進復(fù)合材料在飛機結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用已有30多年的歷史[1]，目前國外軍用飛機復(fù)合材料的用量占總重的25%～40%，民用飛機達10%～15%，直升機則高達60%以上。復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有高比強度、高比剛度、最大抗疲勞性能，以及抗沖擊性能優(yōu)異和可設(shè)計性等優(yōu)點[2]。某型機的前緣機動襟翼是全高度、全尺寸上下翼面多個臺階的無孔鋁蜂窩復(fù)材結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)不但承受氣動載荷而且要承受前襟梁耳片和高密度夾芯擴散旋轉(zhuǎn)作動器的集中載荷，蜂窩內(nèi)沒有嵌鑲件，因此蜂窩芯和梁、蒙皮的膠接質(zhì)量尤其重要。就膠接技術(shù)而言，因前襟上、下蒙皮為多臺階、厚薄變化大的化銑壁板，故與蜂窩芯膠接配合協(xié)調(diào)關(guān)系復(fù)雜，公差配合要求嚴，導(dǎo)致膠接制造難度非常大。

實際生產(chǎn)過程中，骨架零件包括鈑金成型的肋、數(shù)控加工的梁、化銑成型的蒙皮的超差或返修可能性較小，而蜂窩芯由于固持方式和數(shù)模設(shè)計的問題，一般出現(xiàn)超差的概率較大，同時設(shè)計允許對蜂窩零件采取局部修配或補償措施。因此，在正式開始生產(chǎn)前，通過對蜂窩芯零件的高度尺寸變化的補償性試驗來研究蜂窩芯與其他金屬零件的協(xié)調(diào)配合問題具有實際意義。

1 試驗概述

蜂窩與骨架零件協(xié)調(diào)尺寸的理想狀態(tài)是比骨架零件高出0.1～0.2mm（單面），當(dāng)局部區(qū)域蜂窩零件比骨架零件高0.4mm或低0.1mm時，在實際結(jié)構(gòu)的預(yù)裝配工序中應(yīng)采取必要措施進行協(xié)調(diào)：當(dāng)蜂窩零件為正差時，對局部高出的蜂窩芯端面采取手工修倒的方式，具體操作時，還要注意蜂窩芯零件被修正端面以外部分不可失穩(wěn)；當(dāng)蜂窩零件為負差時，采取局部用玻璃布加墊的方式，玻璃布采用厚度為0.1mm、0.2mm的平紋或斜紋均可，但必須經(jīng)脫蠟處理，視蜂窩需補償?shù)母叨葋泶_定鋪貼玻璃布的層數(shù)和厚度。

2 試驗設(shè)計

該試驗擬選取5個蜂窩高度值進行比較試驗。（1）正常蜂窩高度：蜂窩高度無須補償，用以做基本數(shù)據(jù)。（2）蜂窩高度超差0.6mm：對蜂窩端面刮倒并壓平使之相對原高度低0.6mm。（3）蜂窩高度超差0.3mm：對蜂窩端面刮倒并壓平使之相對原高度低0.3mm。（4）蜂窩高度負差0.2mm：蜂窩端面加一層0.2mm厚玻璃布并加貼一層J-116A膜。（5）蜂窩高度負差0.4mm：蜂窩端面加2層0.2mm厚玻璃布并增貼2層J-116A膜。膠膜與玻璃布應(yīng)相間鋪貼，如圖1所示。

圖1 鋪貼示意圖

3 試驗結(jié)果

對蜂窩芯的高度偏差的修復(fù)效果通常是通過典型夾層結(jié)構(gòu)件的承載能力的變化進行考核，而對蜂窩元件的分項力學(xué)性能試驗較少。為了考核蜂窩端面與面板材料的膠接性能，此次只進行蜂窩的90°剝離試驗及蜂窩的平面拉脫試驗。蜂窩90°剝離試驗及蜂窩的平面拉脫試驗分別按照國家軍用標準《膠接鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)90°剝離試驗方法》（GJB 130.8—86）、《膠接鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)平面拉伸試驗方法》（GJB 130.4—86）進行[3]，結(jié)果如表1所示。

表1 蜂窩高度補償試驗結(jié)果

4 結(jié)果分析

該試驗中的剝離試樣和平拉試樣的破壞行事基本遵循一定的規(guī)律，即剝離試樣基本破壞在蜂窩與面板的界面上（用玻璃布補償?shù)脑嚇映猓?，呈J-116A膠膜的內(nèi)聚破壞；平拉試樣基本破壞在蜂窩芯材本身。玻璃布補償?shù)脑嚇?，剝離破壞發(fā)生在玻璃布與蜂窩端面的膠層間，剝離強度極低；板—芯剝離強度均大于材料標準值6.5N/mm及設(shè)計要求值5.0N/mm。

關(guān)于蜂窩補償后高度尺寸的控制問題，蜂窩零件正差時，采取對蜂窩端面的修倒方式，發(fā)現(xiàn)固化后，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)中蜂窩的實際尺寸較預(yù)計的數(shù)值小約0.1mm。這可能是因為用量具測量蜂窩修配后的尺寸時，蜂窩端面承受的力與固化狀態(tài)蜂窩端面承受的力存在差異，故在精確控制結(jié)構(gòu)外形尺寸時應(yīng)對此予以考慮。蜂窩零件為負差時，采取加玻璃布及膠膜的方式，發(fā)現(xiàn)實際比玻璃布增厚約0.1mm。

4.1 試樣平拉強度的差異問題

根據(jù)前文所述，蜂窩平拉試樣基本破壞在蜂窩芯本身的斷面上。但從單個試樣的破壞載荷和平拉強度上看，各種情況的試樣存在較大差異，則蜂窩試樣的破壞強度的實際值與理論值的比較中也存在一定差異。

鋁蜂窩夾芯材料為LF2Y，其拉伸強度極限為260MPa，材料厚度為0.05mm。經(jīng)計算，蜂窩斷面破壞的平面拉脫強度應(yīng)為10.2MPa。但所有試樣破壞強度均以此數(shù)值為極限。上述結(jié)果可能由以下原因所致。

平拉強度較低的試樣基本是蜂窩端面經(jīng)過修整的試樣。通過對試樣的觀察分析可以看到，蜂窩破壞的斷面形式基本不暴露蜂窩孔格，蜂窩端面修倒與未修的蜂窩其剝離強度差別不大，剝離強度均高于材料標準值及設(shè)計要求值。

在平面拉脫強度測試的過程中可以觀察到，拉脫試樣破壞的瞬間極短，蜂窩斷面的破壞布可能同時發(fā)生。這也可能是正常拉脫破壞強度低于理論值的原因之一。

4.2 剝離強度的差異問題

J-116/J-117膠粘劑體系的面板與蜂窩芯間的破壞基本發(fā)生在蜂窩的端面，呈J-116A膜的內(nèi)聚破壞。由于膠膜在固化過程中對蜂窩端面有局部浸潤，在蜂窩格孔較小的情況下，剝離破壞的蜂窩端面基本接近板—板剝離的情況，故剝離強度數(shù)值較高。用玻璃布補償?shù)脑嚇?，由于破壞發(fā)生在玻璃布與覆蓋蜂窩芯的J-116A膜之間，玻璃布表面基本沒膠，呈黏附破壞，因而剝離強度很低。為此，采用玻璃布補償?shù)姆绞?，?yīng)預(yù)先用膠液進行預(yù)浸處理。

5 試驗應(yīng)用

（1）在前緣機動襟翼的前期生產(chǎn)中，首先測出蜂窩芯與周邊骨架零件（梁、第一肋、端肋）的階差，再與理論階差相比較。若高于理論階差，則采用手工修倒蜂窩芯方式，并力求光滑過渡，而且被修端面以外部分不失穩(wěn)。雖然在某架次中第一肋有200mm范圍內(nèi)超差達到1.6mm，在只能采取手工修倒方式修配后，膠接質(zhì)量經(jīng)無損探傷仍然是合格的。

（2）蜂窩芯與蒙皮的修配難度遠遠大于蜂窩芯和骨架的修配。由于化銑蒙皮的特殊性（精度不高但返修難度很大），只能以蒙皮的內(nèi)型面為標準，用聚酯薄膜畫出蒙皮內(nèi)型面的臺階位置，作為蒙皮樣板。將蒙皮樣板覆蓋在蜂窩芯面上，并借用蒙皮和骨架上的定位孔來加固樣板的位置，然后檢查蒙皮臺階和蜂窩芯臺階的相對位置。若臺階之間有間隙，則按設(shè)計的要求在間隙位置增補J-116A-δ0.55的膠膜；若臺階有重合現(xiàn)象，則按蒙皮臺階位置將重合部位的蜂窩芯壓倒，并增補一層J-116A-δ0.55的膠膜。

在蜂窩芯臺階位置確定后，用塞尺檢查蜂窩芯的臺階高度。按試驗中的方法進行補償。蜂窩芯高度負差的情況只在某架次的左件中出現(xiàn)過。由于吸取了試驗中的教訓(xùn)，故先將玻璃布用J-117充分浸潤，之后將其作為修補材料補償蜂窩芯的高度差，但應(yīng)考慮到浸潤了J-117的玻璃布在固化之后的單層厚度比固化前增加了約0.05mm。同時，制作了同條件的隨爐件測試其剝離強度。試驗結(jié)果表明，剝離強度值高于未加玻璃布的試驗件。

6 結(jié)束語

綜上所述，通過試驗研究的蜂窩局部修配和補償方案解決了金屬蜂窩芯與其他金屬零件的協(xié)調(diào)配合問題，該試驗方法完全符合設(shè)計要求的氣動外形和力學(xué)強度要求，對提升鋁蜂窩復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件制造加工能力起著積極作用。上述方法已通過某型機設(shè)計部門的認定，并將修配及補償方案納入部件的制造技術(shù)條件中。