鄧飛飛 肖光明 成艷娜 劉夢(mèng)輝 劉浩軒

摘要：復(fù)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(qiáng)度，是承載效率較高的結(jié)構(gòu)形式。目前，部分飛機(jī)開始設(shè)計(jì)泡沫夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料艙門，且艙門金屬接頭連接區(qū)域鑲嵌有大厚度實(shí)體填塊。該類結(jié)構(gòu)形式的零件制造工藝復(fù)雜，成形后制件的內(nèi)部及表觀質(zhì)量不易控制，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)高。本文試驗(yàn)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(shè)計(jì)，研究了泡沫夾層艙門零件制造過程中的關(guān)鍵技術(shù)，解決了制造過程中的技術(shù)質(zhì)量問題。試驗(yàn)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(yīng)用到飛機(jī)機(jī)翼、艙門和擾流板等承重結(jié)構(gòu)中。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；泡沫夾層結(jié)構(gòu)；工藝設(shè)計(jì)；共膠結(jié)；技術(shù)質(zhì)量

中圖分類號(hào)：TB332文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.05.003

復(fù)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(qiáng)度高、耐磨性好、重量（質(zhì)量）輕、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于各大制造領(lǐng)域，尤其在航空領(lǐng)域備受關(guān)注。隨著航空設(shè)備的不斷發(fā)展，對(duì)輕量化要求也日益嚴(yán)格，復(fù)合材料憑借優(yōu)異的減重性能、高比強(qiáng)度等特點(diǎn)備受青睞，將其應(yīng)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(jī)的承載能力和航程。近年來，復(fù)合材料在國內(nèi)軍民用飛機(jī)中的應(yīng)用比例大幅度提升[1-5]。

某飛機(jī)需具備高強(qiáng)度、機(jī)動(dòng)靈活性強(qiáng)、遠(yuǎn)程運(yùn)輸?shù)忍攸c(diǎn)，為保障飛機(jī)的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性和使用壽命，同時(shí)要達(dá)到強(qiáng)度要求和減重目標(biāo)，某飛機(jī)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(fù)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(qiáng)層多，零件內(nèi)部質(zhì)量難以保證，同時(shí)艙門金屬鉸鏈臂連接區(qū)域預(yù)埋大量厚度較高的玻璃布?jí)|塊，玻璃布?jí)|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?jí)|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(yàn)件制造驗(yàn)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(shè)計(jì)超大型尺寸艙門零件提供了經(jīng)驗(yàn)積累與技術(shù)支持。

1泡沫夾層艙門零件簡(jiǎn)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?jí)|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(qiáng)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(dá)80mm。圖1中三塊紫色區(qū)域?yàn)槊善ぜ訌?qiáng)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(qiáng)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?jí)|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(gè)玻璃布?jí)|塊雙面加工后用膠膜進(jìn)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(dòng)外型面，選取下蒙皮貼膜面為工裝工作面，采用平板工裝進(jìn)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(biāo)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?jí)|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(diǎn)

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(qiáng)層較多，且加強(qiáng)區(qū)預(yù)埋的玻璃布?jí)|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(chǎng)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(shí)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(huì)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(duì)于泡沫夾層結(jié)構(gòu)艙門來說，制造過程風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)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?jí)|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(qiáng)層預(yù)埋的玻璃布?jí)|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(dǎo)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(fù)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(jí)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(chǎng)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(shí)再拼接成形的方案加工。將非裝配區(qū)作為銑切時(shí)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(jìn)行翻轉(zhuǎn)進(jìn)行第二面銑切。利用泡沫芯余量區(qū)的定位孔及直邊進(jìn)行二次定位，通過真空吸附進(jìn)行第二面外形銑切及玻璃布?jí)|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(yù)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?jí)|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(yàn)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(yīng)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(duì)艙門零件成形至關(guān)重要。通過制作平板泡沫夾層試驗(yàn)件，開展強(qiáng)度試驗(yàn)，在保持固化溫度、保溫時(shí)間、升降溫速率等參數(shù)一致的情況下，設(shè)置0.3MPa、0.25MPa、0.22MPa和0.2MPa等4個(gè)固化壓力梯度，探索高溫環(huán)境條件下不同固化壓力對(duì)Cascell 52WH-HT型低密度泡沫膠結(jié)性能的影響。試驗(yàn)件種類及測(cè)試方法見表1。對(duì)不同固化壓力下制得的試驗(yàn)件進(jìn)行力學(xué)性能分析，試驗(yàn)結(jié)果見表2。其中，平拉強(qiáng)度試驗(yàn)的合格標(biāo)準(zhǔn)為破壞形式發(fā)生在芯材，彎曲強(qiáng)度試驗(yàn)的合格標(biāo)準(zhǔn)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(qiáng)度和平拉強(qiáng)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(yàn)件的力學(xué)性能要求。這主要是因?yàn)殡S著固化壓力增加，膠膜具有良好的流動(dòng)性，膠膜與蒙皮及泡沫芯之間的接觸更充分，使得試驗(yàn)件的膠結(jié)強(qiáng)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(qiáng)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(qiáng)度大于PMI泡沫芯本身的強(qiáng)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(duì)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(shí)際情形選擇適合的固化壓力，本試驗(yàn)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(duì)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(yù)浸料能很好地浸潤膠結(jié)界面，保證泡沫芯與預(yù)浸料膠結(jié)界面的良好黏結(jié)，同時(shí)制造工序少，蒙皮只需進(jìn)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(shí)際固化壓力為0.25MPa±0.035MPa），而且固化過程中泡沫芯會(huì)造成罐壓的衰減，同時(shí)上下蒙皮總鋪層數(shù)較多，三塊加強(qiáng)層區(qū)域厚度分別達(dá)到4.14mm和5.98mm，壓力較小時(shí)預(yù)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(jìn)而形成孔隙[8]，無損檢測(cè)發(fā)現(xiàn)下蒙皮貼膜面孔隙率超標(biāo)，共固化成形工藝流程如圖5所示，孔隙率超標(biāo)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(biāo)，擬調(diào)整為共膠結(jié)工藝成形方案，即先單獨(dú)固化下蒙皮，再與泡沫芯和上蒙皮一起組合進(jìn)罐。下蒙皮固化壓力為0.6MPa，無損檢測(cè)下蒙皮無缺陷。然后在干態(tài)下蒙皮上預(yù)裝配泡沫芯，根據(jù)冷抽壓實(shí)結(jié)果對(duì)局部區(qū)域進(jìn)行間隙補(bǔ)償，該過程多次進(jìn)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(yù)裝配結(jié)果檢查蒙皮與泡沫芯表面配合情況，降低成形風(fēng)險(xiǎn)，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(cè)合格。

3.4玻璃布?jí)|塊制孔

碳纖維復(fù)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(yán)重等問題[9-10]。因該零件中玻璃布?jí)|塊厚度達(dá)80mm，擬采用單一的制孔方法在厚度較大的玻璃布?jí)|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(yàn)，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(jìn)行進(jìn)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?jí)|塊區(qū)域?yàn)檠b配區(qū)，裝配間隙要求為0～0.5mm。以試驗(yàn)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(fù)材艙門自身的厚度公差范圍已達(dá)±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(shí)，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(yán)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(shè)計(jì)過程中，需以裝配件的思路統(tǒng)籌考慮，合理分配次級(jí)件如實(shí)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(shè)計(jì)試驗(yàn)件，以玻璃布?jí)|塊厚度、泡沫芯厚度及蒙皮厚度為試驗(yàn)因素開展正交試驗(yàn)，每一因素選取三個(gè)水平，表4為正交表及試驗(yàn)結(jié)果。評(píng)價(jià)指標(biāo)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(shí)要求裝配區(qū)墊塊表面平整。通過理論分析試驗(yàn)件制造驗(yàn)證，確定了次級(jí)件的加工公差要求，即玻璃布?jí)|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(shí)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(yàn)以大尺寸、大厚度泡沫夾層艙門零件為研究對(duì)象，通過成形工藝設(shè)計(jì)及試驗(yàn)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?jí)|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(yàn)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(biāo)，表面質(zhì)量符合技術(shù)文件要求。

（3）因玻璃布?jí)|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(jí)件（如實(shí)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。

參考文獻(xiàn)

[1]蔡聞峰，周惠群，于鳳麗.樹脂基碳纖維復(fù)合材料成型工藝現(xiàn)狀及發(fā)展方向[J].航空制造技術(shù)，2008（10）：54-57. Cai Wenfeng， Zhou Huiqun， Yu Fengli. Current status and development direction of resin-based carbon fiber composite materialsmoldingprocess[J].AviationManufacturing Technology， 2008 （10）： 54-57. （in Chinese）

[2]程健男，徐福泉，張?bào)w磊.樹脂基復(fù)合材料在直升機(jī)的應(yīng)用及其制造技術(shù)[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（1）：109-114. Cheng Jiannan， Xu Fuquan， Zhang Tilei. Application of resin matrix composites in helicopters and its manufacturing technology[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021， 32（1）： 109-114. （in Chinese）

[3]曹景斌，王松，章強(qiáng).樹脂基復(fù)合材料濕熱壓縮性能研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（3）：47-52. Cao Jingbin， Wang Song， Zhang Qiang. Research on moisture and heat compression properties of resin matrix composites[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（3）： 47-52. （in Chinese）

[4]李映紅，趙智姝，韓勐.復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的廣泛應(yīng)用[J].裝備制造技術(shù)，2011（4）：138-140. Li Yinghong， Zhao Zhizhu， Han Meng. The wide application of composite materials in aircraft structure[J].Equipment Manu‐facturing Technology， 2011 （4）： 138-140. （in Chinese）

[5]李林.大型復(fù)合材料壁板先進(jìn)制造技術(shù)及應(yīng)用[J].航空制造技術(shù)，2017，60（11）：105-109. Li Lin. Advanced manufacturing technology and application of large composite material siding[J]. Aviation Manufacturing Technology， 2017， 60（11）： 105-109. （in Chinese）

[6]成艷娜，劉向陽，王永紅. PMI泡沫收縮率及膠接性能試驗(yàn)研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2017，28（3）：59-64. Cheng Yanna， Liu Xiangyang， Wang Yonghong. Experimental study on shrinkage rate and bonding performance of PMI foam[J]. Aeronautical Science & Technology， 2017， 28（3）： 59-64.（in Chinese）

[7]袁超，邱啟艷.復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)翼尖小翼成型技術(shù)研究[J].科技與創(chuàng)新，2019（6）：62-63. Yuan Chao， Qiu Qiyan. Research on forming technology of composite foam sandwich wingtip winglet[J]. Technology and Innovation， 2019 （6）： 62-63. （in Chinese）

[8]李超，李平，祝君軍.固化壓力對(duì)復(fù)合材料夾芯制件力學(xué)性能的影響[J].塑料工業(yè)，2020，48（11）：159-162，169. Li Chao， Li Ping， Zhu Junjun. The effect of curing pressure on the mechanical properties of composite sandwich parts[J]. Plastics Industry， 2020， 48（11）： 159-162，169. （in Chinese）F14D16B5-DEAC-41D5-B4C9-639970E6FC6E

[9]Saleem M，Toubal L，Zitoune R，et al. Investigating the effect of machining processes on the mechanical behavior of composite plates with circular holes[J]. Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2013，55：169-177.

[10]Karimi N Z，Heidary H，Ahmadi M. Residual tensile strength monitoring of drilled composite materials by acoustic emission[J]. Materials and Design，2012，40：229-236.

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