（航空工業(yè)西安飛機工業(yè)(集團)有限責(zé)任公司，西安 710089）

復(fù)合材料具有比強度、比模量高，耐腐蝕，可設(shè)計性強等諸多優(yōu)勢，近年來，在航空、航天等高新技術(shù)產(chǎn)業(yè)得到了廣泛的應(yīng)用，其用量在飛機結(jié)構(gòu)總體重量的占比不斷提升，全復(fù)合材料飛機逐步涌現(xiàn)。復(fù)合材料的用量已逐步成為衡量飛機先進程度的重要標(biāo)志之一[1]。

隨著復(fù)合材料用量的不斷增加，其應(yīng)用范圍也不斷拓展，由最初的內(nèi)裝飾零件逐步延伸至次承力件，直至主承力件。前緣零件是飛行器中較為常見的結(jié)構(gòu)形式，主要起到整流、載力等作用，廣泛應(yīng)用于機翼、尾翼和運動翼面等部位。復(fù)合材料前緣零件一般分為層壓、蜂窩（泡沫）夾芯兩種結(jié)構(gòu)形式。由于采用了蜂窩（泡沫）芯，產(chǎn)品重量得以大幅降低，因此，蜂窩（泡沫）夾芯前緣零件逐漸受到了設(shè)計人員的青睞。

但是，U型蜂窩夾芯前緣（圖1）具有一定的制造難度：（1）由于其結(jié)構(gòu)的特殊性，U型前緣在制造過程中，預(yù)浸料容易向其底部滑移，從而引起鋪層皺褶； （2）蜂窩芯原材料為片狀，具有一定的剛性，當(dāng)其彎折成U型時，易出現(xiàn)蜂窩芯與蒙皮配合程度差的現(xiàn)象，導(dǎo)致脫粘或分層等缺陷的產(chǎn)生；（3）復(fù)合材料零件不同于鈑金類零件，無法在裝配過程中對零件的外形進行修配。因此，為滿足后續(xù)裝配需求，復(fù)合材料零件的精確制造勢在必行。然而，受固化反應(yīng)收縮、溫度梯度場等多種因素的影響，U型零件脫模后，會出現(xiàn)不同程度的“收口”變形效應(yīng)，影響其外形精度[2-3]。

為解決上述問題，本研究從蜂窩芯展開基準(zhǔn)面選擇，蜂窩芯熱定型工藝改進和產(chǎn)品外形控制等幾個方面完善技術(shù)細節(jié)，優(yōu)化工藝方案，通過增加鋪層防滑移裝置等措施，提高了產(chǎn)品的外形精度及內(nèi)部質(zhì)量。

1 試驗

1.1 材料與設(shè)備

試驗件主材料為碳纖維織物5228A/CF3031，蜂窩芯為柔性蜂窩芯。

1.2 試驗件結(jié)構(gòu)

試驗件為U型蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，長度約1000mm，寬度約400mm，深度約300mm，蜂窩芯高度10mm，層壓區(qū)厚度約2.7mm。

1.3 試驗件制造方案

試驗件采取數(shù)控下料，激光投影系統(tǒng)輔助手工鋪貼，熱壓罐固化，手工切割的制造方案，具體流程見圖2。

圖1 試驗件Fig.1 Test part

2 試驗結(jié)果與分析

2.1 蜂窩芯展開基準(zhǔn)

蜂窩芯原材料一般為平面結(jié)構(gòu)，但U型前緣曲率變化較大，因而，必須按數(shù)模將蜂窩芯展開至平面，再加工其外形。展開基準(zhǔn)面的選擇尤為重要，它決定了平面狀蜂窩芯彎折成U型后，其實際外形與理論外形的符合程度，影響蜂窩芯與預(yù)浸料鋪層的配合狀態(tài)[4-5]。由表1數(shù)據(jù)可以看出，當(dāng)選擇不同展開基準(zhǔn)面時，蜂窩芯的外形尺寸會有非常明顯的差異。通常在零件制造時，會按照理論外形輪廓線放置蜂窩芯。展開基準(zhǔn)面選擇過高，展開后的蜂窩芯外形將小于其理論外形，若按理論外形放置蜂窩芯，在U型底部會出現(xiàn)蜂窩芯孔格過度拉伸，蜂窩芯與預(yù)浸料間隙過大，易出現(xiàn)空腔或脫粘。展開基準(zhǔn)面選擇過低，展開后的蜂窩芯外形將大于其理論外形，若按理論外形放置蜂窩芯，在U型底部會出現(xiàn)蜂窩芯孔格過度壓縮，蜂窩芯與預(yù)浸料間隙過小，易出現(xiàn)纖維屈曲（圖3）。

在選擇展開基準(zhǔn)面時，還必須考慮蜂窩芯彎折后的實際狀態(tài)。彎折后，在U型底部，蜂窩芯自身構(gòu)成一個近似圓環(huán)的結(jié)構(gòu)，其內(nèi)、外表面的弧長相差較大。本研究中，蜂窩芯厚度為10mm，U型底部R接近68mm，以1/4個圓計算，截面處蜂窩芯外表面弧長約為106.8mm，蜂窩芯內(nèi)表面弧長約為91.1mm，相差15.7mm。由于這種特殊現(xiàn)象，在U型底部，蜂窩芯的內(nèi)表面呈現(xiàn)出輕微的壓縮，而蜂窩芯外表面則呈現(xiàn)出輕微的拉伸。因此，展開基準(zhǔn)面選擇不合理，蜂窩芯將呈現(xiàn)出過度壓縮或拉伸的狀態(tài)，內(nèi)部應(yīng)力集中，影響產(chǎn)品質(zhì)量。

本研究中，通過軟件模擬，結(jié)合實際驗證，試驗件選擇從蜂窩芯底面沿厚度向上1/4處為基準(zhǔn)面展開。按此展開方式加工的蜂窩芯，當(dāng)其彎折成U型時，各處蜂窩芯孔格均能基本保持其原有形狀，未發(fā)生孔格的過度拉伸或壓縮。經(jīng)目視檢查和超聲波檢測，固化后的試驗件表面光滑，無皺折；內(nèi)部密實，無局部空腔或脫粘。

表1 展開基準(zhǔn)對蜂窩芯尺寸的影響

圖2 試驗件制造流程Fig.2 Manufacture process of test part

圖3 蜂窩芯狀態(tài)圖Fig.3 State of honeycomb core

2.2 蜂窩芯熱定型

由于蜂窩芯原材料為平面狀，當(dāng)其彎折成為U型后，存在回彈至平面狀的趨勢。即使采用了具有一定彎折能力的柔性蜂窩芯，這種趨勢也是無法消除的。在其影響下，蜂窩芯可能出現(xiàn)局部的變形或移動，從而影響與預(yù)浸料的貼合程度[6-7]。

一般而言，可通過蜂窩芯熱定型工藝解決此問題：在蜂窩芯任一表面或上、下兩面粘貼一層膠膜，進熱壓罐固化。在高溫、高壓環(huán)境下，蜂窩芯的內(nèi)應(yīng)力將得到一定程度的釋放，其回彈至平面的趨勢得以減緩。固化后的膠膜變硬，起到了維型的作用。同時，膠膜增大了蜂窩芯與預(yù)浸料的接觸面積，摩擦力隨之增大，限制了蜂窩芯的移動。但這種方法會大幅增加產(chǎn)品重量，并且，犧牲了蜂窩芯的彈性。蜂窩芯與預(yù)浸料之間的配合方式由“軟-軟”配合變?yōu)椤坝?軟”配合，配合彈性降低，易出現(xiàn)局部分層或脫粘的缺陷（表2）。

本研究對蜂窩芯熱定型工藝進行了改進：僅在蜂窩芯下表面曲率平緩的區(qū)域放置一層膠膜，進熱壓罐固化。采用這種方式，既可以釋放蜂窩芯彎折成U型后的內(nèi)應(yīng)力，又最大程度地保留了蜂窩芯的彈性。在U型的底部，蜂窩芯與預(yù)浸料之間仍為“軟-軟”配合，二者在固化過程中能夠同步變化，匹配程度更高。局部放置膠膜在增大了蜂窩芯與預(yù)浸料接觸面積的同時，又沒有顯著增加產(chǎn)品重量（圖4）。

表2 蜂窩芯熱定型工藝改進效果

表3 防滑條使用效果

圖4 膠膜放置位置示意圖Fig.4 Position of adhesive film

圖5 防滑條位置示意圖Fig.5 Position of grip strips

2.3 鋪層及蜂窩芯固定

預(yù)浸料主要由樹脂和纖維組成，在高溫、高壓環(huán)境下，樹脂經(jīng)由玻璃態(tài)、粘流態(tài)、高彈態(tài)最終達到三維網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)。在固化的某一階段，預(yù)浸料會出現(xiàn)軟化的現(xiàn)象，在重力作用下，樹脂會向型面最低處流動，并可能帶動纖維發(fā)生屈曲。因此，在鋪貼過程中，應(yīng)當(dāng)對預(yù)浸料的位置加以限定。對于蜂窩夾芯零件，在固化過程中，蜂窩芯可能發(fā)生收縮，進而帶動預(yù)浸料滑移，導(dǎo)致鋪層皺褶、分層及脫粘等缺陷的產(chǎn)生[8-9]。

對于U型前緣類零件，由于其結(jié)構(gòu)的特殊性，在鋪貼、制袋及固化過程中，預(yù)浸料極易在重力作用下向U型底部滑移。如果不采取任何措施，在U型底部必然出現(xiàn)鋪層皺褶，蜂窩芯也會發(fā)生明顯的收縮，產(chǎn)品合格率極低。為解決此問題，本研究在成型模上加裝了防滑條（約50mm寬），增大了預(yù)浸料的摩擦阻力，起到了“抓緊”的效果，從而限制了預(yù)浸料的滑移。制件固化后，表面平整，內(nèi)部無分層或脫粘缺陷（表3）。

但必須指出的是，對于U型前緣類零件，防滑條應(yīng)按照圖5所示位置放置，在前緣兩端U型槽內(nèi)不放置。這是因為：（1）U型槽曲率變化較大，不易安裝防滑條；（2）需要將預(yù)浸料沿工裝型面鋪貼，并確保各鋪層之間充分貼合，若在U型槽內(nèi)安裝防滑條，會極大限制預(yù)浸料的移動，使預(yù)浸料處于“緊繃”的狀態(tài)，降低了預(yù)浸料在U型底部區(qū)域的鋪貼性能，進而影響各鋪層間的配合狀態(tài)，甚至在鋪貼過程中就會出現(xiàn)局部架橋，無法壓實的問題，最終產(chǎn)品出現(xiàn)分層缺陷。

2.4 外形控制

由于固化反應(yīng)收縮，溫度梯度場等因素的影響，U型復(fù)合材料零件在脫模后，會出現(xiàn)較為明顯的“收口”變形效應(yīng)，即零件寬度的實際測量值會明顯小于其理論值[10-12]。一般而言，可將固化脫模后的零件返回工裝，通過在自由狀態(tài)下測量其各部位與工裝之間的間隙值，來評估零件固化后的變形程度。

本研究將U型蜂窩夾芯前緣與U型層壓前緣的貼胎間隙進行對比，數(shù)據(jù)見表4。由測量數(shù)據(jù)可知，U型層壓蜂窩芯前緣在自由狀態(tài)下的貼膜間隙平均值為7mm，而U型蜂窩夾芯前緣在自由狀態(tài)下的貼模間隙平均值為2mm。即U型蜂窩夾芯前緣的“收口”變形程度較小，外形更為準(zhǔn)確，這可能得益于本研究所采取的制造方案：（1）蜂窩芯為整塊結(jié)構(gòu)，未在任何方向上進行拼接；（2）采用改進后的蜂窩芯熱定型工藝，蜂窩芯保留有適宜的彈性。在以上兩種因素的共同作用下，蜂窩芯輕微展開成平面的趨勢部分抵消了U型零件的“收口”變形效應(yīng)，從而使零件脫模后的外形更為準(zhǔn)確。

如果采用蜂窩芯拼接的工藝方法，蜂窩芯不具備整體性，缺乏展開成平面的趨勢。同樣，如果熱定型時在蜂窩芯底面放置一整層膠膜，其外形被固化，也將缺乏展開成平面的趨勢。

上述試驗結(jié)果為解決U型蜂窩夾芯前緣的“收口”變形問題提供了新的思路。

表4 試驗件貼模間隙 mm

3 結(jié)論

本研究以U型蜂窩夾芯前緣為對象，通過理論分析及試驗件制造，初步得到了一些結(jié)論：

（1）U型蜂窩芯展開基準(zhǔn)面的選擇對產(chǎn)品質(zhì)量至關(guān)重要；

（2）改進后的熱定型工藝提高了蜂窩芯與預(yù)浸料的匹配程度；

（3）試驗件的制造方案為解決U型蜂窩夾芯零件的“收口”變形提供了新的思路。

參 考 文 獻

[1]杜善義, 關(guān)志東. 我國大型客機先進復(fù)合材料應(yīng)對策略思考[J]. 復(fù)合材料學(xué)報, 2008, 25(1):1-10.DU Shanyi, GUAN Zhidong. Strategic for development of advanced composite technology for large commercial aircraft in China[J]. Acta Materiae Composite Sinica, 2008, 25(1): 1-10.

[2]寇哲君, 龍國榮, 萬建平, 等. 熱固性樹脂基復(fù)合材料固化變形研究進展[J]. 宇航材料工藝, 2006(S1): 7-11.KOU Zhejun, LONG Guorong, WAN Jianping, et al. Progress of study on curing induced shape distortion for resin matrix thermosetting composites[J]. Aerospace Materials & Technology, 2006(S1): 7-11.

[3]元振毅, 王永軍, 王俊彪, 等. 基于模具-制件相互作用的復(fù)合材料制件固化變形數(shù)值模型[J]. 復(fù)合材料學(xué)報, 2016, 33(4): 902-909.YUAN Zhenyi, WANG Yongjun, WANG Junbiao, et al. Numerical model on curing deformation of composite part based on tool-part interaction[J]. Acta Materiae Composite Sinica, 2016, 33(4): 902-909.

[4]李興德, 周春萍, 王敏, 等. 雷達罩變厚度蜂窩展開加工的幾何學(xué)方法[J]. 玻璃鋼/復(fù)合材料, 2014(4): 58-61.LI Xingde, ZHOU Chunping, WANG Min, et al. Geometrical method for expanded planar milling of honeycomb core material with changing thickness for radome[J]. Fiber Reinforced Plastics/Composties, 2014(4):58-61.

[5]張菊霞, 田衛(wèi). 淺談蜂窩芯零件的數(shù)控加工[J]. 航空制造技術(shù), 2010(6): 87-89.ZHANG Juxia, TIAN Wei. Brief analysis on digital manufacturing of honeycomb core parts[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2010(6):87-89.

[6]蒲永偉, 宋揚, 齊芳, 等. U型多區(qū)域蜂窩夾層復(fù)合材料構(gòu)件制造工藝研究[C]//第十屆沈陽科學(xué)學(xué)術(shù)年會, 沈陽, 2013.PU Yongwei, SONG Yang, QI Fang, et al. Study on process of U shape honeycomb sandwich composite structure[C]// The tenth annual conference of science in Shenyang. Shenyang, 2013.

[7]鄭義珠, 顧軼卓, 孫志杰, 等. Nomex蜂窩夾層結(jié)構(gòu)真空袋共固化過程蜂窩變形[J]. 復(fù)合材料學(xué)報, 2009, 26(4): 29-35.ZHENG Yizhu, GU Yizhuo, SUN Zhijie, et al. Core crush of Nomex honeycomb sandwich structure during cocuring process with vacuum bag[J].Acta Materiae Composite Sinica, 2009, 26(4): 29-35.

[8]汪亮, 孫玲. 變截面蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料膠接工藝研究[J]. 玻璃鋼/復(fù)合材料, 2009(3): 65-67.WANG Liang, SUN Ling. Study on bonding process of typical honeycomb sandwich composite structure[J]. Fiber Reinforced Plastics/Composties, 2009(3): 65-67.

[9]梁春生, 邱啟艷, 陳靜, 等. 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料交接共固化工藝技術(shù)研究[J]. 航空制造技術(shù)，2014(15): 86-89.LIANG Chunsheng, QIU Qiyan, CHEN Jing, et al. Study on cobonding process of honeycomb sandwich composite structure[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2014(15): 86-89

[10]張紀(jì)奎, 酈正能, 關(guān)志東, 等. 熱固性復(fù)合材料固化過程三維有限元模擬和變形預(yù)測[J]. 復(fù)合材料學(xué)報, 2009, 26(1): 174-178.ZHANG Jikui, LI Zhengneng, GUAN Zhidong, et al. Threedimensional finite element simulation and prediction for process-induced deformation of thermoset composites[J]. Acta Materiae Composite Sinica,2009, 26(1): 174-178.

[11]楊云仙, 劉軍, 周敏, 等. 復(fù)合材料構(gòu)件熱壓罐成型溫度場研究[J]. 航空制造技術(shù), 2016(15): 82-86 YANG Yunxian, LIU Jun, ZHOU Min, et al. Research on temperature field of composite structure based on autoclave processing[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2016(15): 82-86

[12]賈云超, 關(guān)志東, 李星, 等. 熱壓罐溫度場分析與影響因素研究[J]. 航空制造技術(shù), 2016(1): 90-95.JIA Yunchao, GUAN Zhidong, LI Xing, et al. Analysis on temperature field distribution and study on influence factor in autoclave process[J].Aeronautical Manufacturing Technology, 2016(1): 90-95