L15飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)件制造變形分析與控制

龍國榮 歐陽承 馬軍（洪都航空工業(yè)集團(tuán) 江西 南昌 330024）

L15飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)件制造變形分析與控制

龍國榮 歐陽承 馬軍（洪都航空工業(yè)集團(tuán) 江西 南昌 330024）

1 引言

隨著現(xiàn)代飛機(jī)性能的不斷提高，飛機(jī)上越來越多地采用整體結(jié)構(gòu)件，如飛機(jī)的大梁、隔框、座艙骨架、壁板和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件。這種結(jié)構(gòu)件的廣泛應(yīng)用對(duì)飛機(jī)制造產(chǎn)生了深遠(yuǎn)的影響。具體包括以下幾個(gè)方面：

（1） 提高了飛機(jī)的制造質(zhì)量和裝配協(xié)調(diào)性；

（2） 減少了裝配連接件數(shù)量和飛機(jī)重量；

（3） 縮短了飛機(jī)制造周期；

（4）飛機(jī)結(jié)構(gòu)效率可提高3倍以上，抗疲勞性能可提高4～6倍。

然而，整體結(jié)構(gòu)件的廣泛應(yīng)用也給制造帶來了許多的新的挑戰(zhàn)。其中變形控制是保證整體結(jié)構(gòu)件制造精度的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，因?yàn)檎w結(jié)構(gòu)件大都結(jié)構(gòu)復(fù)雜、尺寸大、制造難、生產(chǎn)周期長。在制造過程中，金屬毛坯在切削過程常因殘余應(yīng)力的不均勻釋放以及金屬毛坯初始?xì)堄鄳?yīng)力與切削過程中的熱力耦合綜合作用而產(chǎn)生加工變形；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件由于模具結(jié)構(gòu)形式選擇不當(dāng)，加溫固化過程中，固化反應(yīng)會(huì)帶來復(fù)合材料內(nèi)部溫度分布不均和應(yīng)力梯度，導(dǎo)致成型固化制件產(chǎn)生變形。這種制造變形會(huì)使工件難以達(dá)到設(shè)計(jì)要求，甚至成為廢品。這一制造難題在飛機(jī)制造業(yè)中顯得尤為突出，嚴(yán)重影響了整體結(jié)構(gòu)件的生產(chǎn)效率和最終產(chǎn)品的精度，并影響飛機(jī)研制進(jìn)度。因此，結(jié)合具體整體結(jié)構(gòu)件的特點(diǎn)，對(duì)其制造過程產(chǎn)生的變形進(jìn)行仿真模擬與控制，對(duì)整體結(jié)構(gòu)件的制造精度的保證具有工程指導(dǎo)意義。

圖1 整體座艙骨架結(jié)構(gòu)示意圖

2 整體座艙骨架

針對(duì)組合連接的座艙骨架存在剛性和密封性差等問題，根據(jù)L 15飛機(jī)座艙骨架的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，采用了鋁合金整體結(jié)構(gòu)。其結(jié)構(gòu)形式見圖1.

雖然上述結(jié)構(gòu)具有重量輕、抗疲勞、無接縫，而且密封性好等特點(diǎn)。然而，如何控制加工角度與加工范圍，使得機(jī)床主軸在弧框與側(cè)型材狹小的空間內(nèi)運(yùn)動(dòng)而不與工件和工裝夾具發(fā)生干涉，這是能否實(shí)現(xiàn)可加工性的先決條件，也是編程中需解決的難點(diǎn)。對(duì)此，我們選用了Vericu t5.4仿真軟件，利用其中的機(jī)床G-CODE模塊的仿真功能，針對(duì)選用的機(jī)床結(jié)構(gòu)形式及參數(shù)，構(gòu)建了機(jī)床模型、控制系統(tǒng)、刀具庫和鍛件毛坯模型，實(shí)現(xiàn)了整體座艙骨架在該機(jī)床上加工的真實(shí)仿真環(huán)境。圖2為仿真切削時(shí)和機(jī)床主軸狹小空間內(nèi)模擬加工的狀態(tài)圖。圖3為實(shí)際加工的狀態(tài)圖。

由圖2和圖3可以看出，仿真加工與實(shí)際加工狀態(tài)基本一致。其仿真技術(shù)的開發(fā)和應(yīng)用保證了100%的加工程序的準(zhǔn)確率，有效地避免了機(jī)床與零件和夾具的干擾，保護(hù)了機(jī)床和刀具，縮短了50%以上的制造周期，保證了零件的加工質(zhì)量。

工藝方法和程序驗(yàn)證的同時(shí)，整體骨架的變形控制也是在加工過程中必須認(rèn)真分析和對(duì)待的。大家知道，整體結(jié)構(gòu)件在加工過程中產(chǎn)生的變形與毛坯材料、被加工零件的幾何形狀及剛度、工藝方法、加工設(shè)備、操作者的經(jīng)驗(yàn)等均有關(guān)。但對(duì)于座艙骨架這種特殊的結(jié)構(gòu)，主要控制以下幾個(gè)方面：

（1）有效減少鍛件毛坯殘余應(yīng)力

經(jīng)分析，整體座艙骨架鍛件毛坯按照常規(guī)的鍛件熱處理規(guī)范進(jìn)行生產(chǎn)，其殘余應(yīng)力就足夠使加工零件的變形達(dá)不到設(shè)計(jì)要求。為了解決這一問題，我們?cè)阱懠臒崽幚砉に噮?shù)上進(jìn)行了優(yōu)化，通過材料性能對(duì)比試驗(yàn)，確定了鍛件的熱處理工藝，使鍛件的初始?xì)堄鄳?yīng)力明顯減少。

（2）合理制定加工路徑

根據(jù)整體座艙骨架的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，采用五軸高速數(shù)控加工是必須的，但加工路徑的安排也十分關(guān)鍵，這是因?yàn)榧庸ぢ窂降牟煌瑫?huì)導(dǎo)致鍛件毛坯內(nèi)原有的殘余應(yīng)力釋放的順序不同。同時(shí)，隨著加工過程的進(jìn)行，鍛件毛坯材料被切除，工件的剛度也不斷在發(fā)生變化，加工過程中由于切削力和切削熱的作用，會(huì)使工件產(chǎn)生殘余應(yīng)力，且路徑不同與鍛件毛坯中原有的殘余應(yīng)力耦合順序和耦合效果也不同。這些復(fù)雜的因素共同作用，會(huì)導(dǎo)致同樣的鍛件毛坯和結(jié)構(gòu)因不同的加工路徑引起不同的變形。因此，我們通過分析采取先內(nèi)型后外型，先端面后內(nèi)面，對(duì)稱性粗、半精、精加工后進(jìn)行必要的時(shí)效，并根據(jù)每道工序的變形情況適時(shí)對(duì)加工路徑進(jìn)行調(diào)整，使加工過程中產(chǎn)生的變形始終保持在可控的范圍。

（3）重視裝夾方式的選用

座艙骨架是剛性較差的工件，夾緊力是引起零件變形不可忽視的重要因素，它會(huì)與切削力間的波動(dòng)效應(yīng)產(chǎn)生耦合作用，引起加工殘余應(yīng)力和工件內(nèi)部殘余應(yīng)力的重新分布，增加零件的變形。針對(duì)工件難點(diǎn)部位的加工裝夾和如何減小工件加工過程中的震動(dòng)等主要問題，我們選用了拼裝方式的組合夾具。在對(duì)弧框內(nèi)型精加工時(shí)，如圖4的夾緊方式，有效地減少了加工變形。

通過上述工藝流程的優(yōu)化，整體座艙骨架的側(cè)型材底面的平面度、開擋尺寸精度、型面容差均符合設(shè)計(jì)要求。加工后的整體骨架如圖5。

圖2 模擬加工的狀態(tài)圖

圖3 實(shí)際加工狀態(tài)圖

圖4 弧框內(nèi)型的精加工時(shí)的夾緊方式

圖5 加工后的整體骨架

3 復(fù)合材料整體翼面

為了提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)效率和降低其制造成本，充分發(fā)揮復(fù)合材料輕量化的作用，L15飛機(jī)的垂尾、平尾以及副翼等均采用先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)。其典型結(jié)構(gòu)的垂直安定面主要由多梁、左右蒙皮、前緣條和蜂窩共膠接而成。外形長度為2600mm，寬度為2000mm，翼形較薄，根部最大尺寸為130mm，頂部最小尺寸為30mm，其結(jié)構(gòu)形式見圖6。

這種整體結(jié)構(gòu)件成型的主要技術(shù)難點(diǎn)有：

（1）翼面對(duì)稱性保證；

（2）各組件尺寸高度的協(xié)調(diào)；

（3）組件固化和二次膠接變形控制。

經(jīng)分析，技術(shù)難點(diǎn)（1）和（2）可以采用一些物理方法給予解決，也有我們從事多年復(fù)合材料構(gòu)件工程化制造的經(jīng)驗(yàn)可循。但是對(duì)于難點(diǎn)（3），由于影響因素較多，除了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)中的鋪層方向、形狀、厚度和曲率半徑外，工藝參數(shù)中的升溫速率、溫度的均勻性、固化壓力以及模具參數(shù)中的材料種類、結(jié)構(gòu)形式、模具表面狀態(tài)等，均是影響固化變形的因素。具體的影響因素見圖7。

圖6 垂直安定面示意圖

圖8 工字梁凸緣回彈示意圖

圖7 固化變形的影響因素

圖9 工字梁與蒙皮的配合示意圖

圖7中的因素均對(duì)最終制品的變形產(chǎn)生影響，但在工程上必須結(jié)合具體的結(jié)構(gòu)形式，借助工程上所取得的經(jīng)驗(yàn)，并對(duì)關(guān)鍵組件的變形進(jìn)行仿真模擬，只有這樣才能達(dá)到預(yù)期的效果。

基于中航工業(yè)洪都引進(jìn)博士后對(duì)樹脂基復(fù)合材料固化變形進(jìn)行研究所取得的成果，結(jié)合L15飛機(jī)復(fù)合材料整體垂尾安定面的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，我們對(duì)影響固化變形的主要因素進(jìn)行了分析，并在制造過程中加以控制，取得了較好的效果。

3.1 工字梁回彈量的補(bǔ)償

大家知道，由于復(fù)合材料層壓結(jié)構(gòu)件的各向異性特點(diǎn)，加溫固化成型過程中樹脂體系凝膠后，進(jìn)入固化反應(yīng)階段而收縮所產(chǎn)生的應(yīng)變?cè)诟鱾€(gè)方向并不一致。這種不一致性，對(duì)于對(duì)稱鋪層且呈平板狀的以及曲率很小的結(jié)構(gòu)件，其應(yīng)變差異一般不會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)件曲率的變化。而對(duì)于工字梁型結(jié)構(gòu)件，這一差異將會(huì)導(dǎo)致凸緣部分產(chǎn)生較大的回彈，回彈形式見圖8。

針對(duì)上述回彈的現(xiàn)象，除了加溫固化過程嚴(yán)格按要求的工參數(shù)執(zhí)行外，我們?cè)诋a(chǎn)品數(shù)模的基礎(chǔ)上建立了工藝數(shù)模，在模具參數(shù)上進(jìn)行了補(bǔ)償，較好的解決了工字梁凸緣的回彈現(xiàn)象，與蒙皮的組裝間隙符合膠接的要求。具體效果見圖9。

3.2 二次膠接的變形分析及控制

膠接固化變形，主要來自膠接面中的內(nèi)應(yīng)力，這種內(nèi)應(yīng)力產(chǎn)生的原因是膠膜在固化過程中由于體積收縮和被粘物與膠膜熱膨脹系數(shù)（CTE）不同，在溫度的變化下產(chǎn)生的收縮應(yīng)力和熱應(yīng)力。對(duì)L15飛機(jī)復(fù)合材料垂直安定面，工字梁與蒙皮均為復(fù)合材料，前緣部位為NOMEX蜂窩芯與蒙皮的膠接，熱應(yīng)力引起的固化變形可以忽視不計(jì)。NOMEX膠接區(qū)與復(fù)合材料層壓板膠接區(qū)在膠膜固化過程中單位體積的收縮率應(yīng)該是相同的（在膠膜厚度均勻的情況下），由于這兩個(gè)膠接區(qū)膠接面積的差異，對(duì)減小垂直安定面前緣的翹曲應(yīng)該也是有利的?；谶@種分析，我們充分利用垂直安定面所規(guī)定的外形公差，對(duì)模具型面、模具制造、外形檢驗(yàn)架的公差進(jìn)行了合理的分配與協(xié)調(diào)，精確控制固化工藝參數(shù)，有效地解決了二次膠接過程中的固化變形問題，型面外形公差滿足了設(shè)計(jì)要求，最終二次膠接后的成型件見圖9。

圖10 二次膠接后的成型件

4 結(jié)論

（1）鋁合金鍛件整體座艙骨架數(shù)控加工結(jié)果表明，Vericut仿真技術(shù)的開發(fā)應(yīng)用，解決了整體座艙骨架數(shù)控加工的可加工性，提高了加工效率和質(zhì)量，降低了加工成本，尺寸精度滿足了設(shè)計(jì)要求。

（2）針對(duì)整體座艙骨架的特點(diǎn)，控制鍛件的初始應(yīng)力、重視加工路徑和裝夾技術(shù)，對(duì)減少最終加工件的變形是有效的。

（3）對(duì)于L15飛機(jī)復(fù)合材料整體垂直安定面這樣的結(jié)構(gòu)，在重視工程經(jīng)驗(yàn)與仿真技術(shù)相結(jié)合的同時(shí)，抓住制造過程中的主要關(guān)鍵點(diǎn)，對(duì)減少固化變形是有效的。例如模具參數(shù)的補(bǔ)償量，基本控制了工字梁凸緣的回彈。

（4）復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)件的固化變形是其經(jīng)歷固化過程時(shí)客觀存在的。其變形程度與控制技術(shù)的手段有關(guān)。因此，只有將工程經(jīng)驗(yàn)與分析技術(shù)有機(jī)的結(jié)合起來，才能使復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)件固化變形減小到可控的程度。

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2010-10-12）

龍國榮，男，1950年8月出生，高級(jí)工程師，一直從事金屬結(jié)構(gòu)膠結(jié)和樹脂復(fù)合材料專業(yè)工作。在國際、國內(nèi)學(xué)術(shù)會(huì)議和學(xué)術(shù)刊物上發(fā)表論文20余篇。