周盼 房曉斌 劉向陽 金子坤 袁建鋒

摘 要： ?隨著飛機設計制造領域的蓬勃發(fā)展，新機型對復合材料整體結構的剛度需求日益增加，飛機翼梁結構厚度也隨之增大。大厚度的特點為零件的制造增加了難度。以一大厚度C型復合材料翼梁為研究對象，討論了大厚度C型梁結構的研制難點，并對零件制造的關鍵控制點進行了分析實驗。對制造工藝參數(shù)進行了迭代優(yōu)化，并以此為基礎成功研制了大厚度C型翼梁零件，研制的大尺寸大厚度復合材料C型梁內部質量、表面質量、厚度公差及外形公差能夠很好地滿足設計要求，具有較高的科學意義與工程應用價值。

關鍵詞： 大厚度；優(yōu)化；成型質量

中圖分類號： TQ327.3

文獻標志碼： A ?文章編號： 1001-5922（2023）07-0103-04

Technology improvement and quality control of large thickness composite bearing beam

ZHOU Pan，F(xiàn)ANG Xiaobin，LIU Xiangyang，JIN Zikun，YUAN Jianfeng

（AVIC Xi’an AIRCRAFT INGUSTRY GROUP COMPANY LTD，Xi’an 710089）

Abstract： With the vigorous development of aircraft design and manufacturing，the new aircraft have an increasing demand for the stiffness of the composite overall structure，and the thickness of the aircraft bearing beam structure has also increased.The characteristics of large thickness increases the complexity of production processes.In this paper，taking a large thickness C-type composite bearing beam as the research object，the difficulties of the production process were discussed，and the key control points of part manufacturing were analyzed and experimented.Then，the manufacturing process parameters were iteratively optimized，and on this basis，the large-thickness C-shaped fender parts were successfully developed.The internal quality，surface finish，thickness tolerance，and dimensional tolerance of the manufactured large thickness C-type bearing beam meet the design requirements effectively，which has high scientific significance and engineering application value.

Key words： large thickness;optimization;molding quality

纖維增強復合材料具有比強度高、比模量高、疲勞性能好、可設計性強等優(yōu)點，在航空航天領域有著廣泛應用。目前復合材料構件在飛機上的應用，已經歷了從非承力構件到次承力構件再到主承力構件的發(fā)展，而翼梁作為飛機機翼主要的縱向受力件，其結構也逐漸從小尺寸、小厚度向大尺寸、大厚度方向發(fā)展。雖然零件尺寸、厚度的增大，對于結構剛度和強度有很大提升，但相應地給研制增加了巨大難度［1］。以長度約為8 m，厚度最大為17.12 mm的復合材料C型梁為研究對象，從模具選擇、回彈角補償及厚度控制等方面對梁制造過程進行了分析，研制的大尺寸大厚度復合材料翼梁內部、表面質量、厚度公差及外形公差能夠很好地滿足設計要求［2］；分析由于大尺寸、大厚度復合材料翼梁受力復雜，采用傳統(tǒng)手工方法制造易影響零件內部質量導致穩(wěn)定差等問題，因此，采用自動鋪帶+熱隔膜高質量成型技術成功制造了厚度為16.5 mm的復合材料翼梁，證明數(shù)字化技術的應用，對大尺寸、大厚度且厚度變化過渡復雜的復合材料零件的制造有較好的效果［3］。

本文以某型號大厚度復合材料C型翼梁為研究對象，從對工裝方案、回彈角補償及成型參數(shù)等的實驗研究，分析零件成型過程中的技術難點，進而不斷優(yōu)化制造方案，形成了一套較完整的大厚度復合材料翼梁制造方案，對大厚度C型梁的研制具有重要的參考價值和實際意義。

1 零件概述

翼梁試驗件為C型結構，長度約為1 680 mm，腹板寬度約為360 mm，緣條最高約為95 mm，厚度分布為12.41～15.49 mm；中間薄兩側厚，翼梁試驗件的上下表面各有1層玻璃布，緊挨玻璃布的是一層碳布，中間全為碳纖維單向帶材料，除此之外，為保證零件裝配公差，試驗件緣條面外表面增加了10層玻璃布犧牲層，目的是數(shù)控銑切固化后的零件犧牲層，使得緣條外型面達到理論型面。制造零件所用的預浸料有3種，分別為碳纖維單向帶浸料：AC531/CCF800H；碳纖維織物預浸料：AC531/CF8611；玻璃纖維織物預浸料：AC531/EW110C，均為國產高性能復合材料［4-5］，上述3種材料都由中航復合材料有限責任公司提供。

2 工藝方法及技術改進

2.1 工藝方案

2.1.1 工裝方案

陽模結構制造的復合材料梁，R角區(qū)域的鋪貼能力好，所受固化壓力作用較大，樹脂流動性強，能排除預浸料層內及層間空氣和揮發(fā)分，易控制R角內部質量和纖維褶皺［6-7］，因此，復合材料翼梁制造采用陽模鋪貼固化。

為控制C型梁固化變形產生的收口變形問題［8-11］，對C型梁進行修型補償。不同厚度區(qū)域補償一個修型角度，再對多個修型角度求其均值，進而得到復合材料C型梁整體修型角度，其值為0.95°。

按照回彈角反向修型得到修型模型，以該模型內表面為基準，設計成型模工裝，材料為殷鋼；以該模型外表面為基準，設計壓力墊成型模工裝，材料為普通鋼。

當壓力墊模具材料使用普通鋼時，其與復合材料熱膨脹性能差異較大，熱膨脹的影響必須予以考慮，否則制造的壓力墊尺寸會隨模具的膨脹而偏大，導致壓力墊與預制體匹配性差，影響零件內部及表面質量。根據(jù)經驗公式及試驗驗證，以產品質心為幾何中心，將模具按熱膨脹補償系數(shù)縮比。以縮比后的尺寸進行模具制造，固化時，模具尺寸按補償系數(shù)增大，可近似與產品尺寸一致。

2.1.2 成型參數(shù)方案

根據(jù)文件要求，零件固化參數(shù)為180 ℃ 高溫、0.65 MPa下保溫180～210 min。

2.2 技術改進

采用上述工藝方法制造的零件質量［12］存在較大問題，分別為 R 區(qū)褶皺［13］、分層和孔隙密集［14-15］。

2.2.1 ??R 區(qū)褶皺

試驗件固化后，觀察零件表面質量，發(fā)現(xiàn)零件 R 區(qū)存在明顯可見的褶皺現(xiàn)象，如圖1所示。

2.2.2 分層

通過打磨拋光［16-18］，在50倍顯微鏡下對斷面進行觀察，發(fā)現(xiàn)了目視可見的分層缺陷，如圖2所示。該缺陷在從靠袋面起始31～33層之間，從層間樹脂區(qū)域開始，穿過層內纖維擴展，橫跨4層單向帶，是明顯的分層缺陷，整體長度約20 mm，寬度0.03 mm。

2.2.3 孔隙密集

通過打磨拋光，在5倍顯微鏡下對斷面進行觀察，發(fā)現(xiàn)目視可見的孔隙密集缺陷，如圖3所示。該缺陷從外R處起始約36～46鋪層中有多個尺寸不一的層間孔隙，長度最大約為384 μm。

3 原因分析及解決方案

3.1 固化分析

零件在熱壓罐固化過程中承受法向方向上的罐壓，其值為0.65 MPa。 隨著零件厚度逐漸增大，0.65 MPa的罐壓無法完全排除層內及層間空氣，R區(qū)纖維易積聚，導致空腔、纖維褶皺產生，最終形成孔隙密集及褶皺缺陷；而孔隙缺陷越密集、數(shù)量越多，越易演變?yōu)榉謱尤毕荨?/p>

3.2 解決方案

3.2.1 改變模具形式

復合材料C型翼梁成型選用陽模工裝。對于陽模工裝，存在2種結構形式，“∩”結構和“幾”結構。針對“∩”結構形式，預成型體僅存在熱壓罐提供的固化壓力，可將其進行壓實；而對于“幾”結構形式，內R增加了額外的下拉力，將上下R角多余的鋪層長度進行了抵消，更有利于對預成型體的壓實，較好地解決了R區(qū)纖維褶皺，消除了風險。

3.2.2 預壓實參數(shù)優(yōu)化

試驗件厚度越薄，冷抽壓實及固化壓力足以將層內及層間空氣排除干凈。然而，對于厚度較大的零件，冷抽壓實壓力過小，不足以完全排除層內和層間空氣，因此，需采用熱壓罐對零件進行高壓預壓實，排除預制體多余空氣，抑制孔隙密集。

3.2.3 固化參數(shù)優(yōu)化

復合材料C型梁試驗件在固化過程中，隨著溫度升高，樹脂發(fā)生熔融，加壓點時機的選擇和溫度的匹配性，影響樹脂在預成型體中的流動性，過早或過晚都會導致空氣和揮發(fā)份排除不徹底，導致層間孔隙率加大；大壓力更能加快空氣和揮發(fā)份的排除，因此，加壓點和壓力值的選擇決定了復材零件的孔隙率。

3.2.4 壓力墊結構參數(shù)設計

為保證復合材料梁R角無損質量，梁外表面使用壓力墊保證壓力向內傳遞，防止孔隙分層等內部缺陷，同時可確保外表面型面流線及表面平整。壓力墊結構為軟模壓力墊，主要有AIRPAD和碳纖維織物組成。AIRPAD存在隨型且軟質特征，將其設置為與梁直接接觸的一層，保證型面流線的準確性；碳纖維織物剛性較強，存在良好的傳壓特性，可完全排除層內和層間空氣，控制內部質量［19］。

4 成型質量控制

4.1 表面質量

根據(jù)上述因素的控制，制造的復合材料翼梁表面光滑平整，無凹凸不平，表面纖維被樹脂均勻覆蓋，R區(qū)纖維光滑過渡，外形規(guī)則，無纖維褶皺現(xiàn)象，具體如圖4所示。

4.2 內部質量

使用便攜式超聲檢測儀對復合材料C型翼梁進行無損檢測。根據(jù)波峰變化情況判斷缺陷類型，即分層或孔隙密集；根據(jù)波峰位置判斷缺陷位置；根據(jù)波峰變化范圍判斷缺陷大小;檢測結果如圖5所示。本試驗件無損檢測波峰正常，未見超標缺陷，滿足復合材料試驗件制造技術要求。

4.3 厚度分析

采用磁力測厚儀測量零件厚度。由于翼梁緣條增加了犧牲層，因此翼梁緣條理論厚度應加上10層犧牲層厚度，即1 mm。測量試驗件緣條厚度，偏差結果如圖6所示。

（1）圖6（a）中試驗件理論厚度為16.5 mm，測量結果表明，實測值偏差在0.606%～3.272%，符合厚度公差（±5%）要求。

（2）圖6（b）中試驗件理論厚度為13.41 mm，測量結果表明，實測值偏差在-2.760%～2.685%，符合厚度公差（±5%）要求。

4.4 回彈角分析

4.4.1 緣條開口尺寸驗證

對復合材料翼梁兩端頭及不同肋位處的緣條開口尺寸進行了測量以進行零件固化回彈角的評估。將實測緣條開口尺寸與理論尺寸差值的一半稱為單側偏差實測值，3件試驗件的單側偏差實測值如圖7所示。

從圖7可以看出，3件試驗件內型面公差為±0.3 mm。

4.4.2 零件內型面測量驗證

對試驗件采用數(shù)字化設備進行內型面測量，結構如圖8所示。

從圖8測量結果可知，型面合格率為93.9 %，實測精度范圍為-0.27～0.20 mm。

根據(jù)以上緣條開口尺寸及內型面測量驗證，可證明回彈角修型的準確性及合理性。

5 結語

（1）提出“幾”字型陽模成型結構，優(yōu)化預壓實、固化及壓力墊成型參數(shù)，零件內部及表面質量控制良好。需采用熱壓罐對零件進行高壓預壓實，排除預制體多余空氣，抑制孔隙密集；

（2）零件厚度實測值滿足設計指標要求，證明控厚措施成效顯著。復合材料C型梁內部質量、表面質量、厚度公差及外形公差能夠很好地滿足設計要求；

（3）采用的模具預設回彈角和數(shù)控加工凸緣表層犧牲層的方法，有效控制了凸緣精度。

【參考文獻】

[1] ?楊博，陳永清，曹正華.大厚度碳纖維復合材料層壓板的試制[J].航空制造技術，2009（S1）：73-74.

[2] 王菲，楊博，陳永清，等.大尺寸復合材料翼梁的研制[J].航空制造技術，2015（S1）：55-60.

[3] 李林.大尺寸復合材料翼梁數(shù)字化設計/制造技術[J].航空制造技術，2019 ，62（4）：39-46.

[4] ?HUI X，XU Y，ZHANG W.An integrated modeling of the curing process and transverse tensile damage of unidirectional CFRP composites[J].Compos Struct，2021：263（5）：113-681.

[5] 包建文，鐘翔嶼，張代軍，等.國產高強中模碳纖維及其增強高韌性樹脂基復合材料研究進展[J].材料工程，2020，48（8）：33-48.

[6] WUCHER B，LANI F，PARDOEN T.Tooling geometry optimization for compensation of cure-induced distortions of a curved carbon/epoxy C-spar[J].Composites Part A，2014；56：27-35.

[7] 房曉斌，郭俊剛，王宏博等.淺談復合材料C型梁的制造工藝[J].粘接，2019，40（1）：50-53.

[8] 王浩軍，黃雪萌，房曉斌等.復合材料C型梁類零件變形控制工藝方法的研究[J].橡塑技術與裝備，2018，44（22）：34-37.

[9] 肖光明，金子坤，房曉斌，等.大厚度碳纖維復合材料C型梁制造工藝創(chuàng)新比較[J].粘接，2023，50（5）：52-56.

[10] ?LI J，YAO X，LIU Y，et al.Curing deformation analysis for the composite T-shaped integrated structures[J].Applied composite materials，2008，15（6）：207-225.

[11] 張紀奎，酈正能，關志東.復合材料層合板固化壓實過程有限元數(shù)值模擬及影響因素分析[J].復合材料學報，2007，24（2）：125-130.

[12] 房曉斌，郭俊剛，艾明，等.某型機復合材料C型外翼后梁研制[J].粘接，2018，39（12） ：72-77 .

[13] 王松，房曉斌，艾明.復合材料J型梁R區(qū)皺褶的消除[J].粘接，2019，40（3）：55-57.

[14] 王雪明，謝富原，李敏等.熱壓罐成型復合材料復雜結構對制造缺陷的影響規(guī)律[J].航空學報，2009，30（4）：757-762.

[15] XIE F，WANG X，LI M，et al.Statistical study of delamination area distribution in composite components fabricated by autoclave process[J].Applied Composite Materials，2009，16（5）：285-295.

[16] 袁戰(zhàn)偉，王春偉，張曉峰，等.基于金相組織的SiCp/Al復合材料變形損傷模擬研究[J].熱加工工藝，2017，46（12）：134-137.

[17] 梁天仁.環(huán)氧樹脂在金相和巖相檢驗中的應用[J].粘接，1983，4（1）：31-32.

[18] 侯彩云，常麗萍，張榮秀，等.復合材料金相試驗方法研究[J].兵器材料科學與工程，2002（5）：60-63.

[19] 劉立彬.復合材料組合件脫粘缺陷分析及消除[J].粘接，2019，40（5）：111-113.