（上海飛機制造有限公司,上海 200070）

隨著先進復合材料制造技術的發(fā)展，復合材料在航空制造領域的應用得到了顯著的提升。相對金屬而言，復材具有高的比強度、比剛度及良好的抗疲勞性能和耐介質腐蝕性，其設計性和工藝性也具有很多優(yōu)勢，選擇復材已經(jīng)成為提升飛機結構效率和設計工藝性的重要方式之一[1-3]。當下先進民機如波音787和A350的復合材料用量均超過了50%。復合材料大量應用帶來的直接好處就是與同等大小的飛機相比，大幅提高了飛機營運的經(jīng)濟性及可維護性，飛行的舒適性也有很大提升[4-5]。相比ARJ21-700飛機只在雷達罩、翼梢小翼、方向舵等極少部件采用了復合材料，C919飛機的復材用量有較大的提升，但與波音、空客相比還有較大差距?，F(xiàn)代飛機的機身是一種加強的殼體，為了防止蒙皮在受壓和受剪時失穩(wěn)，就需要安裝隔框、長桁等加強構件[6-7]。復合材料隔框是整個機身的支撐零件，也是飛機的主承力結構件，隔框與角片通過金屬緊固件同機身蒙皮進行連接（圖1）。隨著飛機設計及制造水平的提高，機身隔框的制造工藝也從傳統(tǒng)的鈑金工藝、數(shù)控機加工藝發(fā)展到最近20年左右大量應用的復材工藝[8]。采用復合材料制造機身隔框關鍵技術在于：（1）隔框扇形結構特征導致的0°鋪層纖維的褶皺以及其他角度鋪層纖維之間的間隙控制；（2）材料鋪貼時纖維角度偏差的控制；（3）復合材料隔框自動化制造；（4）隔框零件復雜的固化變形分析等。目前,國外先進復材制造廠商已發(fā)展出多種復材隔框的制造工藝，在滿足工程要求的情況下實現(xiàn)了自動化，部分技術已經(jīng)應用到現(xiàn)役飛機零件制造上。

1 制造工藝

目前，復合材料機身隔框的制造工藝主要分為熱壓罐和液體成型兩大類型，其中熱壓罐工藝分為單向帶+自動鋪絲+自動輥壓、自動鋪絲+熱隔膜和編織預浸料工藝；液體成型工藝中根據(jù)預成型體制備的方法分為編織預成型體和NCF布預成型體兩種方法，注膠工藝均采用RTM工藝。

1.1 單向帶+自動鋪絲+自動輥壓

美國ATK公司[9]是一家專業(yè)生產(chǎn)復合材料框、長桁類零件的廠家，該公司自主研發(fā)了生產(chǎn)上述零件的自動化生產(chǎn)設備（ASF系統(tǒng)），為空客A350和波音787飛機生產(chǎn)復合材料隔框及長桁零件。該工藝的原理是在牽引輪的牽引下，將預浸料牽引至成型模具平臺上，在多組不同型面的輥輪依次輥壓作用下，得到所需要的零件型面。

該工藝詳細過程是：首先采用材料準備設備（MPM系統(tǒng)），將單向帶材料根據(jù)鋪層要求分切成90°、45°及-45°鋪層料，分切過程中有專門的監(jiān)控設備進行質量控制，最后將分切好的材料進行單獨回卷待用。90°及±45°鋪層鋪貼時直接將上述回卷的材料采用輥壓設備直接輥壓成型；但0°鋪層位于隔框腹板區(qū)域，由于內(nèi)外徑不同，若采用單向帶直接鋪貼將會產(chǎn)生嚴重的褶皺，因此需要采用自動鋪絲機在平板模具上將0°鋪層進行單獨鋪貼成平板預成型體，隨后將該平板預成型體手工轉移到成型模具上，再用自動輥壓設備對0°鋪層進行輥壓，最后采用真空袋密封進罐固化。MPM設備及0°鋪層鋪貼見圖2，ASF生產(chǎn)線見圖3。

圖1 Z型機身隔框與角片、機身蒙皮的連接關系Fig.1 Connection relationship of fuselage frame Z-shape shear and shear tie, fuselage skin

圖2 MPM設備及0°鋪層鋪貼Fig.2 MPM system and 0°fiber placement

圖3 ASF生產(chǎn)線全貌Fig.3 Overview of ASF system

法國Duqueine Group公司[10]采用與ATK公司類似輥壓的方法進行隔框零件的制造，兩家公司生產(chǎn)線的區(qū)別在于：ATK公司是通過輥壓頭的旋轉來實現(xiàn)鋪層的折彎，而Duqueine Group公司是通過旋轉模具來實現(xiàn)鋪層的折彎。目前，該公司為空客機體供應商Aerolia公司和PAG公司供應A350飛機機身隔框，其生產(chǎn)線見圖4。

圖4 隔框生產(chǎn)線Fig.4 Production line of frames

該工藝的優(yōu)點是實現(xiàn)隔框零件連續(xù)自動化成型、復材零件的產(chǎn)品質量穩(wěn)定、零件的力學性能高，同時均分了由于零件幾何結構導致的料片之間的間隙及角度偏差。

1.2 自動鋪絲+熱隔膜

采用自動鋪絲機將所有鋪層在平板模具上鋪成平板預成型體，然后將平板預成型體轉移并定位到成型模具上，采用真空袋密封后將零件和模具放置在熱隔膜機預成型平臺上，升溫進行預成型。平板預成型體和熱隔膜成型過程見圖5。國內(nèi)復材制造商采用該工藝完成了C型隔框及L型角片的制造驗證工作。

圖5 平板預成型體及熱隔膜成型過程Fig.5 Flat preform and hot drape forming

波音公司將該技術用于生產(chǎn)隔框角片一體化零件，并申請了專利[11]，整個零件為“Z”型截面，該技術路線是采用自動鋪絲機在平板模具上將零件的鋪層鋪成平板預成型體，在鋪貼±45°及90°鋪層過程中可能存在較大的三角區(qū)間隙，需要視情況進行補料，采用超聲波裁斷設備在外圓弧上切出角片的“豁口”（圖6），隨后采用預成型工裝一進行第一次熱隔膜成型（圖7），完成內(nèi)緣條的預成型，將預成型體轉移到預成型工裝二上進行第二次熱隔膜成型（圖8），完成外緣條的預成型，最后采用真空袋密封并固化，進罐完成零件的固化。

該工藝方法的優(yōu)點是：（1）采用隔框角片一體化設計，減輕了零件的整體重量，同時省去了隔框角片之間的緊固件；（2）采用鋪絲機直接鋪貼平板預成型體，極大提高了鋪絲機的鋪貼效率；（3）該工藝方法也可以實現(xiàn)機身隔框高效穩(wěn)定的生產(chǎn)。

1.3 編織預浸料

針對隔框零件的結構特點以及單向帶在鋪貼該零件時角度變形能力十分有限的缺點，美國A&P公司與Hencel公司聯(lián)合研制了一種全新的編織預浸料。該材料是由美國A&P公司進行干纖維布的編織（圖9），編織完后由Hencel公司采用苯并噁嗪樹脂進行浸膠，材料編織角度范圍為25°～75°之間，并可以在指定區(qū)域根據(jù)要求增加0°加強纖維絲束進行三軸編織。該材料（圖10）具有極好的鋪覆性，纖維方向保證極好，角度偏差在0.5°左右，固化后零件無損檢測沒有發(fā)現(xiàn)明顯的夾雜和脫粘缺陷，但表面有較為明顯的富膠，該材料需要在纖維絲束間隙及樹脂含量控制方面進行重點提升。

由于該預浸料纖維具有很強的變形能力及很好的鋪貼性能，可采用類似美國ATK公司的簡易的ASF生產(chǎn)線進行自動化生產(chǎn)隔框零件，或采用自動下料機下料后直接進行人工鋪貼，人工鋪貼同樣可以實現(xiàn)很高的制造效率，同時省去昂貴的設備采購成本。

圖6 預成型體切割Fig.6 Trimming the preform

圖7 第一次熱隔膜成型Fig.7 First hot drape forming

圖8 第二次熱隔膜成型Fig.8 Secondary hot drape forming

1.4 編織預成型體+LCM工藝

復合材料低成本制造技術的應用隨著復材在飛機上用量的劇增而備受矚目。相比預浸料工藝具有很多優(yōu)勢的RTM成型工藝已經(jīng)在工業(yè)生產(chǎn)領域得到了廣泛的關注及應用[12]，RTM工藝進入航空制造領域大規(guī)模生產(chǎn)只是時間問題。纖維編織技術因其在零件預成型體制造中具有很高的效率，也廣泛應用于工業(yè)領域的各個方面[13]。空客CTC部門已經(jīng)成功研發(fā)了用于復合材料機身隔框預成型體制備的三維編織機（圖11），實現(xiàn)了展示件的批量生產(chǎn)，并計劃將該技術用于A350-1000機身隔框的生產(chǎn)。

圖9 ±65°及±25°編織形式Fig.9 Braiding form of ±65°and ±25°

圖10 預浸料樣品Fig.10 Sample of the prepreg

圖11 編織設備Fig.11 Braiding machine

為了改善采用傳統(tǒng)編織工藝制造的預成型體力學性能偏低的缺點，空客CTC采用了一種叫“UD braid”的編織技術，此技術是采用一條纖維絲束和一條極細的熱塑性絲（固化時熱塑性絲熔融到零件中）相互疊壓的方式，可近似實現(xiàn)碳纖維材料的單層編織，大幅降低了纖維的力學損失。同時該編織設備還集成了纏繞機的功能，很好地實現(xiàn)了90°鋪層的編織。并且針對隔框零件緣條區(qū)域有0°鋪層的要求，該設備在編織下一層鋪層的時候通過輥壓單向帶的方式實現(xiàn)0°鋪層的鋪貼。圖12對比了傳統(tǒng)編織與UD編織形式上的不同。圖13展示了Z型隔框LCM工藝過程。

預成型體完成制造以后，將預成型體轉移到RTM模具中，采用RTM工藝自動化生產(chǎn)線（圖14），實現(xiàn)隔框零件的高效低成本生產(chǎn)[14]。

1.5 NCF預成型體+LCM工藝

該工藝方法預成型體采取德國Seartex公司的NCF無褶皺織物鋪貼而成，預成型體可以采取手工鋪貼或自動化設備連續(xù)生產(chǎn)。荷蘭國家航空實驗室[15]采用手鋪NCF預成型體后，采用RTM工藝注膠制造了隔框角片一體化零件（圖15）。為了提高預成型體制造的效率及質量穩(wěn)定性，德國Broetje聯(lián)合空客CTC及Faserinstitut Bremen Research Facility已經(jīng)開發(fā)出一套用于隔框零件預成型體連續(xù)自動化成型的CCPS系統(tǒng)（圖16），該系統(tǒng)經(jīng)過10年的研發(fā)，目前已具備大規(guī)模推廣的基礎。該系統(tǒng)包括材料輸送單元、材料牽引單元、材料預壓實單元、截面成型單元、運輸單元、曲面成型單元、切割單元及預成型體搬運單元[16-17]。目前，復材行業(yè)正在研究采用自動鋪干絲設備制造隔框、窗框等預成型體，該技術已經(jīng)取得了階段性的進展。圖17展示了截面輥壓和預成型體。

圖12 傳統(tǒng)編織與UD編織形式對比Fig.12 Comparison of traditional and UD braiding

圖13 Z型隔框LCM工藝過程Fig.13 LCM process of Z-shape fuselage frame

圖14 RTM模具及RTM自動化生產(chǎn)線Fig.14 RTM mould and automatic product line of RTM process

圖15 手鋪預成型體及隔框角片一體化零件Fig.15 Perform manufactured by hand and integrated parts of frame and shear tie

圖16 CCPS系統(tǒng)Fig.16 CCPS system

圖17 截面輥壓及預成型體Fig.17 Section forming and perform sample

2 方案對比及總結

隨著當今民用飛機及復材制造技術的快速發(fā)展，機身隔框的設計由傳統(tǒng)的隔框角片分離向隔框角片一體化設計轉變，機身隔框的制造工藝也從傳統(tǒng)的鈑金工藝、數(shù)控機加工藝向復合材料自動化、連續(xù)化生產(chǎn)方向發(fā)展。本文簡要介紹了幾種用于復材機身隔框的生產(chǎn)工藝，其中部分已經(jīng)用于波音、空客的最新型號及改進型號，其余還處在研發(fā)驗證階段。所有工藝方案都可以實現(xiàn)自動化制造，但是各工藝方法成本、自動化程度、材料設備采購限制、力學效益、適航風險等都有不同，需要進行綜合考量。

單向帶+自動鋪絲+自動輥壓工藝，由于采用單向預浸料材料進行制造，因此零件的力學效益很高，制造過程自動化程度高，同時該工藝在現(xiàn)役飛機上已有成熟應用；自動鋪絲+熱隔膜工藝，同樣采用單向預浸料材料，零件的力學效益高，對于C型隔框，可采用一次熱隔膜成型，Z型隔框需要進行兩次熱隔膜成型，隔框角片一體化設計減少了零件及緊固件的數(shù)量，是隔框最新設計趨勢；編織預浸料工藝采用最新開發(fā)的編織材料，該工藝的特點是材料的鋪覆性極好，纖維角度偏差控制到位，同時可以根據(jù)零件鋪層設計需求引入0°纖維進行三軸編織，但該材料為編織材料，纖維力學效益較低，同時材料的含膠量需要進一步的改善，因此該工藝是一項很有潛力的技術；編織預成型體+LCM工藝為低成本液體成型工藝，可以實現(xiàn)穩(wěn)定的自動化生產(chǎn)，零件的表面質量好，已在現(xiàn)役飛機上有成熟應用，傳統(tǒng)編織由于纖維的屈曲，使得纖維的力學效益較低，但最新發(fā)展的“UD braid”技術極大提高了纖維的力學效益，同時改善了零件的韌性；NCF預成型體+LCM工藝也是低成本液體成型工藝，德國Broetje公司開發(fā)的CCPS系統(tǒng)是成型隔框預成型體的最新設備，采用NCF布制造預成型體，力學性能接近單向帶+自動鋪絲+自動輥壓工藝，該系統(tǒng)能實現(xiàn)預成型體高效穩(wěn)定成型，是非常具有發(fā)展?jié)摿Φ脑O備，后續(xù)有望應用到飛機復材零件制造。

綜上所述，機身隔框目前最新的設計趨勢是將隔框及角片進行一體化設計，達到減重及結構優(yōu)化的目的，而零件的制造需要綜合設計能力、制造能力以及原材料采購等因素。在實際制造加工中，應權衡各方面的利弊，選擇一種對零件性能、生產(chǎn)效率、綜合成本及項目進展等最為有利的工藝方案。

參考文獻

[1]柳醉.關于某型飛機垂尾翼根整流罩結構的設計與研究[J].民用飛機設計與研究，2014(1)：18-21.

LIU Zui. Design and research of the structure of the vertical tail’s root fairing[J]. Civil Aircraft Design & Research, 2014(1)：18-21.

[2]鄭錫濤，陳浩遠，李澤江，等. 先進復合材料在未來飛行器中的應用 [J]. 航空工程進展，2011, 2(2)：181-187.

ZHENG Xitao, CHEN Haoyuan, LI Zejiang, et al. Application of advanced composite materials to future aircraft[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2011, 2(2)：181-187.

[3]蘇云洪，劉秀娟，楊永志. 復合材料在航空航天中的應用[J].工程與實驗，2008, 30(4)：36-38.

SU Yunhong, LIU Xiujuan, YANG Yongzhi. Application of composites in aviation and aerospace[J]. Engineering and Experiment, 2008, 30(4)：36-38.

[4]范玉青，張麗華. 超大型復合材料機體部件應用技術的新進展 [J].航空學報，30(3)：534-543.

FAN Yuqing, ZHANG Lihua. New development of extra large composite aircraft component application technology-advance of aircraft manufacture technology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2009,30(3)：534-543.

[5]TSERPES K I, KARACHALIOS V, GIANNOPOULOS I, et al.Strain and damage monitoring in CFRP fuselage panels using fiber Bragg grating sensors. Part I： design, manufacturing and impact testing[J].Composite Structures, 2014, 107：726-736.

[6]楊乃賓，章怡寧.復合材料飛機結構設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

YANG Naibin, ZHANG Yining. Design structure of composite aircraft[M]. Beijing： Aviation Industry Press, 2002.

[7]KASSAPOGLOU C. Minimum cost and weight design of fuselage frames , Part B： cost considerations, optimization, and results[J].Composites,1999, 30：895-904.

[8]酈正能.飛行器結構學[M].北京：北京航空航天大學出版社，2005.

LI Zhengneng. Structure of aerocraft[M]. Beijing： Press of Beihang University, 2005.

[9]Orbital ATK[EB/OL]. [2016-2-2]. http：//www.orbitalatk.com/flight-systems/aerospace-structures/commercial-aircraft-structures/docs/Commercial_Aircraft_Fact_Sheet.pdf.

[10]Duqueine france[EB/OL]. [2016-2-2]. http：//www.duqueine.fr/en/3-0-industrialisation/3-2-production-lines-robotization/.

[11]KEHRL D J, JOHNSON K E, MCCARVILLE D A. Curved composite frames and method of making the same： 20130084434A1[P].2013-01-08.

[12]POODTS E, MINAK G, MAZZOCCHETTI L, et al. Fabriction,process simulation and testing of a thick CFRP component using the RTM process[J]. Composites Part B： Engineering, 2014, 56：673-680.

[13]LEUNG C K, MELENKA G W, NOBES D S, et al. The effect on elastic modulus of rigid-matrix tubular composite braid radius and braid angle change under tensile loading[J]. Composite Structures, 2013,100：135-143.

[14]WILLDEN K S, HARRIS C G, FLYNN B W, et al. Advanced technology composite fuselage-manufacturing [R]. Washington： NASA,1997.

[15]Broetje Automation[EB/OL]. [2016-02-02]. http：//www.broetje-automation.de/loesungen-und-kundennutzen/equipment/composite-manufacturing/continuous-preforming/.

[16]Composite technology center stade[EB/OL]. [2016-2-2]. http：//ctc-gmbh.com/en/technologies/preforming/.

[17]THUIS B. Composite fuselage frames manufactured by resin transfer moulding[J]. Reinforced Plastics, 2004, 48(2)：34-37.