鄧飛飛 肖光明 成艷娜 劉夢輝 劉浩軒

摘要：復合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕，具有較大的彎曲剛度和強度，是承載效率較高的結(jié)構(gòu)形式。目前，部分飛機開始設計泡沫夾層結(jié)構(gòu)復合材料艙門，且艙門金屬接頭連接區(qū)域鑲嵌有大厚度實體填塊。該類結(jié)構(gòu)形式的零件制造工藝復雜，成形后制件的內(nèi)部及表觀質(zhì)量不易控制，技術(shù)風險高。本文試驗描述了一種大尺寸、大厚度泡沫夾層艙門零件的成形工藝設計，研究了泡沫夾層艙門零件制造過程中的關鍵技術(shù)，解決了制造過程中的技術(shù)質(zhì)量問題。試驗結(jié)果表明，符合圖樣要求且內(nèi)部質(zhì)量和表觀質(zhì)量合格的泡沫夾芯門部件可以通過共黏工藝制造。研究成果可推廣應用到飛機機翼、艙門和擾流板等承重結(jié)構(gòu)中。

關鍵詞：復合材料；泡沫夾層結(jié)構(gòu)；工藝設計；共膠結(jié)；技術(shù)質(zhì)量

中圖分類號：TB332文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.05.003

復合材料通常是由兩種或兩種以上性質(zhì)不同的材料組合而成，并賦予新材料更優(yōu)異的特性。它具有比模量高、比強度高、耐磨性好、重量（質(zhì)量）輕、可設計性強等優(yōu)點，廣泛應用于各大制造領域，尤其在航空領域備受關注。隨著航空設備的不斷發(fā)展，對輕量化要求也日益嚴格，復合材料憑借優(yōu)異的減重性能、高比強度等特點備受青睞，將其應用于航空器上，可比常規(guī)的金屬結(jié)構(gòu)減重25%～30%，提升了飛機的承載能力和航程。近年來，復合材料在國內(nèi)軍民用飛機中的應用比例大幅度提升[1-5]。

某飛機需具備高強度、機動靈活性強、遠程運輸?shù)忍攸c，為保障飛機的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性和使用壽命，同時要達到強度要求和減重目標，某飛機采用了低密度全高度的泡沫夾層結(jié)構(gòu)。本文描述的全高度泡沫夾層結(jié)構(gòu)艙門由復合材料上下蒙皮和硬質(zhì)剛性泡沫塑料組成，泡沫芯密度低、尺寸大、厚度大且加工過程邊緣容易破損；上下蒙皮加強層多，零件內(nèi)部質(zhì)量難以保證，同時艙門金屬鉸鏈臂連接區(qū)域預埋大量厚度較高的玻璃布墊塊，玻璃布墊塊區(qū)域需要制取高精度的螺栓連接孔，制孔難度大。為提高艙門零件質(zhì)量，保證產(chǎn)品制孔精度，從泡沫芯的加工方案、艙門固化參數(shù)、泡沫夾層艙門零件的成形工藝、玻璃布墊塊制孔方案、基于裝配需求的型面精度控制等方面開展研究；通過工藝試驗件制造驗證，確定合適的零件制造方案。大尺寸、大厚度泡沫夾層艙門零件的制造流程為后續(xù)設計超大型尺寸艙門零件提供了經(jīng)驗積累與技術(shù)支持。

1泡沫夾層艙門零件簡介

1.1泡沫夾層艙門零件結(jié)構(gòu)

泡沫夾層艙門零件由上蒙皮、夾層材料和下蒙皮三部分組成，夾層材料中包含玻璃布墊塊，零件尺寸為3500mm×1130mm，結(jié)構(gòu)如圖1所示。下蒙皮無曲率為平面結(jié)構(gòu)（三塊加強區(qū)除外），上蒙皮為盆形結(jié)構(gòu)，夾層材料為泡沫，泡沫厚度達80mm。圖1中三塊紫色區(qū)域為蒙皮加強區(qū)域，該區(qū)域上、下蒙皮厚度分別為4.14mm和5.98mm。

1.2泡沫夾層艙門零件材料

泡沫夾層艙門零件蒙皮使用的材料為碳纖維織物CF3031/BA9916-Ⅱ，上蒙皮表面三塊加強區(qū)鋪貼一層玻璃布BA9916-II/EW100A，泡沫芯材料為Cascell 52WH-HT（δ= 80mm），玻璃布墊塊材料為I型-δ40/YMS2310，因毛料厚度原因，零件制造過程中需要將兩個玻璃布墊塊雙面加工后用膠膜進行拼接。

1.3泡沫夾層艙門零件成形工裝

泡沫夾層艙門零件尺寸較大，且下蒙皮為氣動外型面，選取下蒙皮貼膜面為工裝工作面，采用平板工裝進行零件的制造，工裝材質(zhì)為殷鋼。工裝上帶有激光定位系統(tǒng)的目標頭位置孔和數(shù)控銑切定位孔，便于零件鋪貼過程中泡沫芯和玻璃布墊塊的定位，以及固化后零件數(shù)控銑切定位。圖2為成形模工裝。

2技術(shù)特點

大尺寸、大厚度泡沫夾層結(jié)構(gòu)艙門選用低密度泡沫芯，蒙皮加強層較多，且加強區(qū)預埋的玻璃布墊塊上需鉆制高精度螺栓連接孔，給零件的成形過程及裝配過程帶來較大難度，主要體現(xiàn)在以下幾方面：

（1）泡沫芯尺寸為3400mm×1060mm，而市場上可采購的最大尺寸泡沫芯規(guī)格為2500mm×1200mm，毛料尺寸滿足不了使用需求，泡沫芯整體銑切方案無法實施。

（2）閉孔剛性泡沫芯材具有一定的熱壓縮蠕變性能，在壓力和溫度的雙重作用下會產(chǎn)生一定量的收縮，直接影響零件的尺寸穩(wěn)定性，甚至引起泡沫夾層結(jié)構(gòu)膠結(jié)面的脫黏。

（3）對于泡沫夾層結(jié)構(gòu)艙門來說，制造過程風險點主要為表面質(zhì)量及無損質(zhì)量控制。制造工藝過程中涉及泡沫芯銑切與拼接技術(shù)、泡沫芯與蒙皮的膠結(jié)技術(shù)、蒙皮鋪貼技術(shù)、玻璃布墊塊制孔精度等，這些因素直接影響到零件的表觀質(zhì)量及內(nèi)部質(zhì)量，最終影響產(chǎn)品整體質(zhì)量。

（4）艙門加強層預埋的玻璃布墊塊厚度大，墊塊上需鉆制高精度的螺栓連接孔，螺栓連接孔長徑比較大，導致制孔難度增加，孔徑尺寸及孔的垂直度直接影響最終裝配效果。

（5）艙門零件裝配區(qū)裝配間隙要求為0～0.5mm，考慮到復材蒙皮及泡沫芯制造過程的厚度公差較大，按照常規(guī)夾層件質(zhì)量控制方案難以保證后續(xù)裝配精度要求，需合理分配次級件的加工容差，以滿足裝配需求。

3研究結(jié)果

3.1泡沫芯銑切

由于受市場可采購的最大尺寸泡沫芯規(guī)格限制，需采用分塊銑切、鋪貼時再拼接成形的方案加工。將非裝配區(qū)作為銑切時的分離面，既能保證拼接需求，也能保證裝配區(qū)不受影響。

在數(shù)控銑床上先完成每一塊泡沫芯第一面帶下陷型面的數(shù)控銑切，銑切完成后將泡沫芯進行翻轉(zhuǎn)進行第二面銑切。利用泡沫芯余量區(qū)的定位孔及直邊進行二次定位，通過真空吸附進行第二面外形銑切及玻璃布墊塊通孔的銑切。最后，將銑切好的泡沫芯放置到成型模工裝上，借助激光投影程序預裝配泡沫芯，發(fā)現(xiàn)數(shù)控銑切后的泡沫芯外形及玻璃布墊塊孔位、孔徑符合圖樣要求，且兩塊泡沫芯拼縫處無明顯的階差。圖3為泡沫分塊銑切及待拼接的泡沫芯。F14D16B5-DEAC-41D5-B4C9-639970E6FC6E

3.2艙門固化參數(shù)研究

試驗中使用的泡沫芯密度低、尺寸大、厚度大、斜角大，在艙門零件固化過程中，泡沫芯型面突變區(qū)域及局部拐角區(qū)域受應力集中作用，易出現(xiàn)泡沫芯收縮塌陷的問題。因此，固化壓力的選擇對艙門零件成形至關重要。通過制作平板泡沫夾層試驗件，開展強度試驗，在保持固化溫度、保溫時間、升降溫速率等參數(shù)一致的情況下，設置0.3MPa、0.25MPa、0.22MPa和0.2MPa等4個固化壓力梯度，探索高溫環(huán)境條件下不同固化壓力對Cascell 52WH-HT型低密度泡沫膠結(jié)性能的影響。試驗件種類及測試方法見表1。對不同固化壓力下制得的試驗件進行力學性能分析，試驗結(jié)果見表2。其中，平拉強度試驗的合格標準為破壞形式發(fā)生在芯材，彎曲強度試驗的合格標準為不低于15MPa。

根據(jù)表2，可以看出隨著固化壓力增加，彎曲強度和平拉強度略有提高，但是變化幅度不大，且4種固化壓力均可滿足泡沫夾層試驗件的力學性能要求。這主要是因為隨著固化壓力增加，膠膜具有良好的流動性，膠膜與蒙皮及泡沫芯之間的接觸更充分，使得試驗件的膠結(jié)強度更好，泡沫芯與膠膜膠結(jié)表面金相照片如圖4所示。平拉強度試樣的破壞均發(fā)生在泡沫芯區(qū)域，不是膠膜處，且蒙皮沒有出現(xiàn)破壞現(xiàn)象，說明膠膜的膠結(jié)強度大于PMI泡沫芯本身的強度。另一方面，固化壓力越大，引起泡沫變形較大，影響制件的尺寸穩(wěn)定性[6]。因此，針對泡沫夾層零件，需充分考慮泡沫芯的收縮性及膠結(jié)性能的影響，根據(jù)零件的實際情形選擇適合的固化壓力，本試驗件選擇固化壓力0.25MPa。

3.3成形工藝方案研究

泡沫夾層結(jié)構(gòu)零件固化過程中蒙皮內(nèi)部質(zhì)量及蒙皮與泡沫芯之間的黏結(jié)質(zhì)量難以控制。通常泡沫夾層結(jié)構(gòu)有共固化和分步固化兩種工藝方法，表3為泡沫夾層艙門零件采用兩種成形工藝方法的優(yōu)劣對比[7]。

3.3.1共固化成形

共固化成型方法是將濕態(tài)蒙皮與泡沫芯一起固化，固化過程中預浸料能很好地浸潤膠結(jié)界面，保證泡沫芯與預浸料膠結(jié)界面的良好黏結(jié)，同時制造工序少，蒙皮只需進罐一次，節(jié)約熱壓罐資源。但是在共固化成形過程中，由于泡沫芯較厚且密度較低的原因，蒙皮成形壓力不能太高且壓力分布不均勻（實際固化壓力為0.25MPa±0.035MPa），而且固化過程中泡沫芯會造成罐壓的衰減，同時上下蒙皮總鋪層數(shù)較多，三塊加強層區(qū)域厚度分別達到4.14mm和5.98mm，壓力較小時預浸料層與層之間難以形成排氣通路，多方面原因?qū)е孪旅善?nèi)部氣體無法完全排出，進而形成孔隙[8]，無損檢測發(fā)現(xiàn)下蒙皮貼膜面孔隙率超標，共固化成形工藝流程如圖5所示，孔隙率超標金相照片如圖6所示。

3.3.2共膠結(jié)成形

基于共固化成型的零件下蒙皮表面孔隙超標，擬調(diào)整為共膠結(jié)工藝成形方案，即先單獨固化下蒙皮，再與泡沫芯和上蒙皮一起組合進罐。下蒙皮固化壓力為0.6MPa，無損檢測下蒙皮無缺陷。然后在干態(tài)下蒙皮上預裝配泡沫芯，根據(jù)冷抽壓實結(jié)果對局部區(qū)域進行間隙補償，該過程多次進行直至泡沫芯與下蒙皮之間配合良好，然后固化泡沫芯和上蒙皮，工藝流程如圖7所示，共膠結(jié)固化壓力為0.25MPa±0.035MPa。共膠接成形方案可以根據(jù)預裝配結(jié)果檢查蒙皮與泡沫芯表面配合情況，降低成形風險，提高產(chǎn)品的內(nèi)部質(zhì)量，采用該方案制造的艙門零件經(jīng)超聲檢測合格。

3.4玻璃布墊塊制孔

碳纖維復合材料制孔較金屬材料制孔困難，易出現(xiàn)劈裂分層、刀具磨損嚴重等問題[9-10]。因該零件中玻璃布墊塊厚度達80mm，擬采用單一的制孔方法在厚度較大的玻璃布墊塊上制取高精度的螺栓連接孔，難度非常大。螺栓連接孔長徑比較大，因缺少合適的刀具無法通過數(shù)控銑切直接制取該孔位，單一的手工制孔無法保證孔的精度和垂直度。通過開展工藝試驗，探索出適合的制孔方案，即先通過數(shù)控程序銑切？7.6mm的初孔，銑切深度約30～40mm，然后采用匕首鉆及垂直鉆套將？7.6mm初孔鉆透，最后用鉸刀絞至？7.8mm，制孔過程中要不停地進行進刀和退刀處理，圖8為泡沫夾層艙門零件制孔過程照片。采用數(shù)控與手工相結(jié)合的方式制取的螺栓連接孔滿足裝配需求，且孔邊緣無劈裂分層和孔壁損傷現(xiàn)象。

3.5基于裝配需求的型面精度控制

艙門零件的玻璃布墊塊區(qū)域為裝配區(qū)，裝配間隙要求為0～0.5mm。以試驗件中的泡沫夾層艙門為例，零件理論厚度約86.11mm，裝配區(qū)上、下蒙皮厚度分別為4.14mm和5.98mm，蒙皮厚度公差為±0.2mm；泡沫芯理論厚度為75.86mm，泡沫芯常規(guī)厚度公差±0.6mm，墊塊厚度與泡沫芯一致，則復材艙門自身的厚度公差范圍已達±1.0mm。若按照常規(guī)夾層件質(zhì)量控制，則完全無法滿足后續(xù)裝配精度要求。同時，金屬接頭安裝區(qū)域的平整度、開口區(qū)域的尺寸精度等均需按照裝配需求嚴格控制型面精度，造成艙門零件成型技術(shù)難度大。因此，在艙門零件工藝方案設計過程中，需以裝配件的思路統(tǒng)籌考慮，合理分配次級件如實體填塊、泡沫芯、蒙皮等的加工容差，保證最終制件裝配區(qū)域滿足型面精度要求。F14D16B5-DEAC-41D5-B4C9-639970E6FC6E

根據(jù)零件裝配區(qū)的結(jié)構(gòu)形式設計試驗件，以玻璃布墊塊厚度、泡沫芯厚度及蒙皮厚度為試驗因素開展正交試驗，每一因素選取三個水平，表4為正交表及試驗結(jié)果。評價指標為裝配區(qū)厚度及裝配區(qū)表面質(zhì)量，裝配區(qū)厚度在滿足0～0.5mm間隙范圍的前提下盡可能小，同時要求裝配區(qū)墊塊表面平整。通過理論分析試驗件制造驗證，確定了次級件的加工公差要求，即玻璃布墊塊按照-0.5～-0.4mm加工，泡沫芯按照-0.4～-0.3mm加工，蒙皮厚度大于4mm時按照±0.2mm制造，有效控制了泡沫夾層結(jié)構(gòu)艙門的裝配區(qū)型面精度及表面質(zhì)量，滿足金屬接頭安裝要求，為同類型零件的制造提供技術(shù)參考。

4結(jié)束語

試驗以大尺寸、大厚度泡沫夾層艙門零件為研究對象，通過成形工藝設計及試驗件制造，得出如下結(jié)論：

（1）泡沫芯采用數(shù)控程序分塊銑切、再整體拼接的工藝方法，泡沫芯外形及玻璃布墊塊孔位、孔徑符合圖樣要求，且拼縫處無明顯階差。

（2）工藝試驗表明，采用共膠結(jié)方法制造的泡沫夾層艙門零件無損合格，貼胎間隙滿足技術(shù)指標，表面質(zhì)量符合技術(shù)文件要求。

（3）因玻璃布墊塊較厚，采用數(shù)控與手工相結(jié)合方式制取的螺栓連接孔精度高，滿足裝配需求。

（4）以裝配件的思路統(tǒng)籌考慮，合理分配次級件（如實體填塊、泡沫芯、蒙皮等）的加工容差，有效控制了泡沫夾層結(jié)構(gòu)艙門的裝配區(qū)質(zhì)量，保證制件裝配區(qū)域滿足型面精度要求。

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Research on Manufacturing of Large-Size and Large-Thickness Foam Sandwich Door Parts

Deng Feifei，Xiao Guangming，Cheng Yanna，Liu Menghui，Liu Haoxuan AVIC Xian Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Xian 710089，China

Abstract： The composite foam sandwich structure is a structural form with high bearing efficiency， which has the characteristic of light weight， large bending stiffness and strength. At present， some aircraft begin to design composite hatch doors with foam sandwich structure， and metal joint connection area of hatch doors has solid filing blocks with large thickness. The manufacturing process of this kind of structural style is complex， the internal and apparent quality of the formed product is not easy to control and technical risk is high. This experiment describes the molding process design of a large-size and large-thickness foam sandwich door， studies the key technologies in the manufacturing process of foam sandwich door and solves the technical quality problem in the manufacturing process. The test results show that foam sandwich door parts that meet the requirements of the drawings and internal quality and apparent quality are qualified can be manufactured through co-bonding process. The research results can be popularized and applied to the load-bearing structures of aircraft wings， doors， and spoilers.

Key Words： composite material； foam sandwich structure； process design； co-bonding； technical qualityF14D16B5-DEAC-41D5-B4C9-639970E6FC6E