復合材料帽型結構熱壓共固化成型質(zhì)量研究

周源琦， 蒲永偉， 湛利華， 宋 揚， 李樹健， 彭文飛

(1.中南大學 輕合金研究院,長沙410083；2.沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司,沈陽110036；3.中南大學機電工程學院,長沙410083)

復合材料帽型結構熱壓共固化成型質(zhì)量研究

周源琦1， 蒲永偉2， 湛利華1， 宋 揚2， 李樹健1， 彭文飛3

(1.中南大學 輕合金研究院,長沙410083；2.沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司,沈陽110036；3.中南大學機電工程學院,長沙410083)

在共固化工藝條件下,采用不同結構芯模制備了復合材料帽型加筋構件。基于超聲相控陣無損檢測技術,分別開展了帽型結構不同部位成型質(zhì)量檢測與分析。針對帽型構件帽頂處的表面形狀利用相控陣B掃進行了表征；通過閘門定位技術檢測了帽邊成型精度；查明了帽型結構臥邊和蒙皮結合界面質(zhì)量與超聲衰減系數(shù)間的關聯(lián)規(guī)律,提出了利用超聲衰減系數(shù)表征共固化成型界面質(zhì)量的量化模型。同時,在無損檢測基礎上,結合顯微金相分析,對超聲相控陣檢測結果從微觀的角度進行了驗證,最終確定φ12mm孔硅橡膠芯模為該工藝條件下的最佳芯模結構。

復合材料；帽型加筋結構；共固化；超聲相控陣；成型質(zhì)量

近年來隨著航空制造技術的不斷進步,復合材料的用量已成為衡量現(xiàn)代飛機先進性的標志。由蒙皮與長桁組成的復合材料整體結構共固化成型技術已經(jīng)廣泛應用于大型民機與軍機機翼、機身壁板的制造,其中大型壁板的長桁形狀主要有工字型、J型、T型以及Ω型等［1］。Ω長桁又稱為帽型加筋結構,其扭轉(zhuǎn)剛度及彎曲穩(wěn)定性能優(yōu)異,因此在現(xiàn)代的飛機壁板結構設計上得到了廣泛的使用［2］。

伴隨著大型飛機綜合服役性能要求的進一步提升,針對其結構缺陷的檢測與分析技術顯得尤為重要。其中Kim［3］采用實驗與FEA分析相結合的方式,分析了不同材料芯模與不同固化方式對帽型件的影響,并利用3-D圖像以及超聲C掃對構件成型質(zhì)量進行評價。Bertolini［4］等通過力學性能實驗與數(shù)值分析相結合的方法,預測了帽型加筋結構的帽緣與機身蒙皮發(fā)生剝離失效的位置。孫晶晶［5］等通過對加筋結構筋條脫粘的失效機理分析,提出了一種有效預測復合材料帽型加筋結構損傷起始及擴展的方法。目前在復合材料帽型構件的無損檢測研究方面,針對帽型加筋結構件在制造過程中產(chǎn)生的缺陷以及缺陷的檢測方法尚未深入研究。在復合材料帽型長桁加筋結構制造中,帽型腔體內(nèi)的芯模作為支撐型腔與承受固化壓力的關鍵結構,直接影響構件的整體成型精度和帽型長桁與機身壁板的界面結合強度,成為復合材料構件形性協(xié)同控制的關鍵因素。

1 實驗材料與設備

實驗采用的預浸料屬于高溫固化環(huán)氧復合材料體系,其中織布牌號FM6673-37KC,單向帶牌號P2352W-19,該體系在航空行業(yè)的定位為民機尾翼級結構材料。真空袋、Airpad橡膠、透氣氈、封裝膠帶等輔助材料為美國Air Tech公司生產(chǎn)。硅橡膠牌號為RHODORSIL RTV3248A和RTV3248B。

無損檢測采用超聲相控陣探傷儀,探頭型號5L64-A2,頻率為5MHz,內(nèi)置64個晶片呈線性排列,楔塊型號SA2-OL。金相圖像分析采用光學數(shù)碼顯微鏡,最小分辨率0.01μm,采用逐行掃描方式。

2 實驗方法

2.1 帽型加筋構件制造

復合材料帽型加筋構件的結構如圖1所示,試驗件表面鋪設織布,內(nèi)部鋪層為單向帶,其鋪層方式如表1所示。采用5種不同孔徑的硅橡膠芯模以及真空袋芯模支撐輔助制造復合材料帽型加筋構件,硅橡膠芯模的孔徑大小分別是無孔、φ6mm, φ12mm,φ16mm以及φ20mm,硅橡膠芯模成型與真空袋成型的封裝示意圖如圖2所示。熱壓罐內(nèi)的固化工藝路線為：室溫下抽真空,加壓到0.6MPa后保持,再以1.5°C/m in的速率升溫至180°C,保溫150min后以1.5℃/m in降至70℃,泄壓空冷,如圖3所示。

圖1 復合材料帽型加筋結構Fig.1 Composite hat-stiffened structure

表1 復合材料帽型加筋構件鋪層方式Table 1 Ply sequences of the composite hat-stiffened structure

圖2 封裝結構圖Fig.2 Encapsulation structure

圖3 熱壓罐工藝路線Fig.3 Autoclave process route

2.2 檢測原理

2.2.1 相控陣B掃描成像

相控陣超聲檢測技術是通過一次觸發(fā)多個晶片,利用觸發(fā)時間的延遲(即相位的改變)來控制不同晶片在不同的時間被觸發(fā),以得到特定的聲束［8］。顯示方式采用A+S掃形式,S掃在零度線性聚焦法則下即B掃描,對復合材料的層間界面缺陷有很好的檢測效果［9］,相比于傳統(tǒng)A掃描,超聲相控陣B掃描能把探頭經(jīng)過位置所有的A掃描記錄,繪制連續(xù)且?guī)в胁ǚ臋M截面圖像,如圖4所示。

2.2.2 閘門定位測厚

我們在教學中對時代背景的處理，看似無關宏旨，其實還是很重要的。要想恰當?shù)靥幚砗盟?，就要求教師對文本有清晰的認識，對教學目標的設置有準確的把握，對文本所涉及的背景有確鑿的分析，因為這直接影響到學生對文本的理解，同時也會影響教學的節(jié)奏。但不管采用哪種方式，都要從學生出發(fā)，從閱讀的規(guī)律出發(fā)，從具體的文本特點出發(fā)，只有適合的才是最好的。

本實驗用厚度的分布以及厚度偏差來表征帽型長桁帽邊的成型精度,超聲相控陣技術中的多閘門技術能定位任意回波的位置。在相控陣超聲掃描界面里的表面波和底波附近分別設置閘門1、閘門2,系統(tǒng)便通過閘門記錄了表面波和底面波的回波位置T1,T2,得到上下表面的厚度 T,最后將每個掃描孔徑測得的厚度數(shù)據(jù)記錄,求得平均偏差度 σ,計算方法如下：

式中T為工件厚度,c為超聲波在復合材料中的聲速,Δt為時間,ˉT為厚度平均值,n為掃描孔徑的個數(shù)。

圖4 超聲相控陣掃描示意圖 (a)探頭和楔塊；(b)掃描界面Fig.4 Schematic diagram of ultrasonic phased array scanning (a)probe and xedge；(b)image of scanning

2.2.3 超聲衰減系數(shù)計算

由于復合材料材料內(nèi)部孔隙、纖維皺曲、脫粘等缺陷會引起超聲信號衰減［10］,當超聲波在有缺陷的材料中傳播時,其超聲衰減系數(shù)會增大,因此本工作用超聲衰減系數(shù)α來表征帽型加筋結構臥邊與機身蒙皮的結合質(zhì)量［11］,其表達式如下。

式中Δ為視在衰減,Δ=20 lg(H1/H2),H1,H2為構件底波的1,2次回波幅值；αc為耦合修正,由于探頭依靠耦合劑緊貼工件表面,耦合的衰減量可以忽略,即αc≈0dB；αd為衍射修正,超聲波探頭都有一個近場區(qū)N,該相控陣探頭發(fā)射的主聲束在擴散區(qū)(＞3N)以外,αd=6dB；T為被檢工件的厚度。

2.3 檢測方法

使用相控陣超聲探傷儀以及超聲檢測分析軟件對試件的不同位置進行超聲掃描并進行數(shù)據(jù)存儲,檢測位置以及掃描順序為：①帽頂②帽邊③臥邊。為了在無損檢測基礎上進一步分析缺陷形貌,在相應位置取樣、鑲嵌、磨平、拋光和超聲清洗,使用光學數(shù)碼顯微鏡和金相圖像分析軟件對試樣進行分析。

3 結果和討論

3.1 芯模對帽頂形狀的影響

圖5給出了采用不同芯模成型的帽型結構在帽頂處的相控陣超聲掃描圖片?？梢钥闯觯翰捎忙?0mm孔橡膠芯模成型的帽頂兩側(cè)厚度相差很大,底波部分消失,這是因為內(nèi)部結構突變導致超聲波散射嚴重,所以在該位置沒有回波［12］。剖開試樣后發(fā)現(xiàn)內(nèi)部富脂嚴重,帽頂隆起、纖維皺曲,如圖6所示,結果與超聲相控陣掃描圖像一致。

圖5 不同芯模在帽頂處掃描圖片 (a)φ20mm孔；(b)φ16mm孔；(c)φ12mm孔(d)φ6mm孔；(e)無孔；(f)真空袋Fig.5 The scan images of croxn x ith differentmandrels (a)φ20mm hole；(b)φ16mm hole；(c)φ12mm hole；(d)φ6mm hole；(e)no hole；(f)vacuum bag

圖6 采用φ20mm孔芯模的帽頂處缺陷Fig.6 The defects of croxn x ithφ20mm hole

采用φ16mm孔橡膠芯模成型的帽頂處厚度不均,帽頂中間厚并且有纖維皺曲；而采用φ12mm孔橡膠芯模成型的帽頂平整光滑,底面波衰減小,內(nèi)部無缺陷波；采用φ6mm和無孔芯模成型的底波不夠連續(xù)且不平整；而采用真空袋成型的帽頂處底面粗糙,并且底面的回波有衰減(顏色深度代表聲壓值)。硅橡膠模具在復合材料共固化成型時,能很好保持帽型結構的形狀,但由于熱膨脹系數(shù)的不匹配,硅膠模具會隨著固化溫度的升高而發(fā)生膨脹,如果模具內(nèi)部開的孔太大,比如到了 φ16mm和φ20mm時,硅膠模具整體的結構將向孔內(nèi)部凹陷,發(fā)生嚴重變形而不能保證帽頂處的固化壓力,最終導致帽頂下表面厚度不均,產(chǎn)生局部富脂等缺陷。而采用真空袋成型時,由于真空袋本身沒有維持形狀的能力,加上其對制作工藝要求高,容易在封裝時帶來誤差,所以不能很好控制帽頂下表面的形狀。

3.2 芯模對帽邊成型精度的影響

采用閘門定位測厚技術對帽型件的帽邊進行測量,圖7給出了帽型件在帽邊位置處的厚度分布以及厚度的偏差度?？梢钥闯霾捎谜婵沾尚偷拿边吅穸鹊姆植紡?.63mm到1.92mm,偏差度為9.7%,為所有試件中的最大；在硅橡膠模具成型中,當硅橡膠模具未打孔時,帽邊厚度偏差值為3.2%,隨著內(nèi)部孔徑增大,厚度分布越來越均勻,厚度偏差減小,當硅橡膠模具孔徑為 φ12mm時帽邊厚度偏差最小,為1.3%,當內(nèi)部孔徑增大到φ20mm時,帽邊的厚度偏差也增大到5.9%。說明采用硅橡膠模具成型的帽邊成型精度均高于真空袋成型,其中φ12mm的帽邊成型精度最高。使用超聲相控陣B掃描以及金相觀察進一步分析其內(nèi)部質(zhì)量。

圖7 不同芯模在帽邊處成型精度 (a)厚度分布；(b)厚度平均偏差Fig.7 The molding precision of xeb area x ith differentmandrels (a)distribution of thickness；(b)deviation of thickness

圖8 不同芯模在帽邊處超聲掃描圖片 (a)φ12mm孔；(b)真空袋成型Fig.8 Ultrasonic scan images of x eb area x ith differentmandrels (a)φ12mm hole；(b)vacuum bag

圖8分別給出了采用φ12mm孔橡膠芯模成型和真空袋成型的帽型件在帽邊處的超聲B掃描圖以及提取出來的A掃描數(shù)據(jù)。觀察到采用真空袋成型的帽邊底波較弱,這是因為復合材料內(nèi)部存在的孔隙等缺陷引起超聲波的衰減；而φ12mm孔硅橡膠成型帽邊內(nèi)部無缺陷回波,回波的幅值高,成型質(zhì)量好。

綜合分析帽型件帽邊成型精度與內(nèi)部缺陷,芯模內(nèi)部孔徑的大小對其成型質(zhì)量有重要影響。當孔徑較小或無孔時,硅橡膠芯模隨固化溫度升高所產(chǎn)生的膨脹量無法由芯模內(nèi)孔補償而向外膨脹,因此在帽邊處由于模具結構改變導致壓力傳遞不均勻而導致厚度產(chǎn)生偏差；當芯模內(nèi)部孔徑增大到φ12mm時,基本上能抵消芯模結構因升溫產(chǎn)生的膨脹量,所以芯模在共固化成型過程中能始終保持自己的外部尺寸,同時保持了壓力傳遞的均勻,體現(xiàn)為帽邊厚度均勻且內(nèi)部缺陷少；而當孔徑繼續(xù)增大到φ16mm和φ20mm時,內(nèi)部孔腔大于芯模的膨脹量,芯模整體剛度變?nèi)醵鴮е抡w結構向內(nèi)部凹陷,同樣不能保證帽邊的成型精度,所以厚度的偏差大。真空袋成型由于真空袋與帽型結構不匹配,在實際操作時容易搭橋或漏氣,難以保證兩者的完全貼合,所以在固化時壓力沒有完全傳遞到帽邊處,導致了帽邊厚度的尺寸偏差較大且內(nèi)部產(chǎn)生許多孔隙［13］,如圖9a所示。同樣的原因?qū)е铝嗽诘撞康墓战菂^(qū)出現(xiàn)嚴重的纖維皺曲,如圖9b所示。

圖9 真空袋成型帽邊處產(chǎn)生的缺陷 (a)孔隙；(b)纖維皺曲Fig.9 The defects of xeb area x ith vacuum bag (a)voids；(b)fiber x rink ling

3.3 芯模對臥邊與蒙皮界面結合質(zhì)量的影響

本實驗對帽型筋條與蒙皮采用共固化成型,在成型過程中產(chǎn)生的孔隙、纖維皺曲、富脂等缺陷對材料的性能影響很大,在承受載荷時,這些缺陷的存在容易使帽型筋條與蒙皮的結合界面發(fā)生失效［5］,所以該位置的成型質(zhì)量對機身壁板的力學性能起重要作用。

將臥邊處A掃描的數(shù)據(jù)提取出來在超聲相控陣軟件中分析,得到相應位置的回波幅值、厚度等超聲信息,代入公式(1)求得該位置的超衰減系數(shù)。圖10建立了帽型件芯模內(nèi)孔直徑與臥邊處超聲衰減系數(shù)的對應關系,隨著硅橡膠模具內(nèi)部孔徑的增加,臥邊處的超聲衰減系數(shù)從1.65減小到1.19,且真空袋成型的超聲衰減系數(shù)最小。

這是因為采用真空袋成型時,臥邊與蒙皮的固化壓力幾乎等于罐壓,壓力的傳遞十分均勻,所以內(nèi)部的成型質(zhì)量好,無缺陷,如圖11c。而在固化升溫過程中,由于硅橡膠的膨脹系數(shù)與預浸料不匹配,并且大于預浸料的膨脹,隨著溫度的不斷升高,硅膠芯模的膨脹有一種將帽型筋條向上頂開的趨勢,這種趨勢會阻礙臥邊與機身壁板之間的共固化結合,導致該處的固化壓力降低,產(chǎn)生孔隙以及纖維皺曲等缺陷［14,15］,如圖 12所示。隨著芯模內(nèi)部孔徑的增大,硅橡膠模具在升溫時向內(nèi)孔膨脹而維持外形尺寸,因此臥邊與蒙皮之間的壓力傳遞越來越均勻,孔隙、纖維皺曲等缺陷減少［16］,構件對超聲波的衰減隨之減小,最后體現(xiàn)為超聲衰減系數(shù)不斷降低。當孔徑為φ12mm時,帽型結構的共固化質(zhì)量已經(jīng)很好,如圖11b所示,臥邊與蒙皮的內(nèi)部無缺陷回波。

圖10 超聲衰減系數(shù)與芯模內(nèi)孔直徑的關系Fig.10 Relationship betxeen ultrasonic attenuation coefficient and diameter

圖11 不同芯模在臥邊處超聲掃描圖片 (a)無孔芯模；(b)φ12mm孔；(c)真空袋成型Fig.11 Ultrasonic scan images in flange x ith differentmandrels (a)no hole；(b)φ12mm hole；(c)vacuum bag

圖12 無孔芯模臥邊處缺陷 (a)纖維皺曲；(b)孔隙Fig.12 Defects of flange area x ith holelessmandrel (a)fiber x rinkling；(b)voids

4 結論

(1)真空袋成型帽型結構的厚度偏差大,帽邊靠近底角處有孔隙、纖維皺曲等缺陷,而臥邊與蒙皮的結合質(zhì)量好。但是真空袋成型對工藝要求高、操作難度大,容易在封裝時帶來缺陷,并不適合工程實際應用。

(2)采用硅橡膠芯模成型的帽型結構內(nèi)腔的尺寸控制好,各個邊的厚度均勻。使用不同孔徑的硅橡膠芯模進行對比試驗,在本實驗工藝條件下,帽型加筋結構采用φ12mm孔硅橡膠芯模共固化的成型質(zhì)量最佳。

(3)基于超聲相控陣檢測技術對帽型結構的成型質(zhì)量進行檢測,并使用光學數(shù)碼顯微鏡驗證了無損檢測的效果,查明了實際微觀結構缺陷與無損檢測的對應關系,表明采用超聲相控陣技術可以對機身壁板帽型加筋結構進行有效檢測。

［1］趙渠森.先進復合材料手冊［M］.北京：機械工業(yè)出版社,2003.

［2］PRUSTY B G.Free vibration and buck ling response of hatstiffened composite panels under general loading［J］.International Journal of Mechanical Sciences,2008,50(8)：1326-1333.

［3］KIM G H,CHOI JH,KWEON JH.Manufacture and performance evaluation of the composite hat-stiffened panel［J］.Composite Structures,2010,92(9)：2276-2284.

［4］BERTOLINIJ,CASTANIE B,BARRAU JJ,et al.An experimental and numerical study on omega stringer debonding［J］.Composite Structures,2008,86(1)：233-242.

［5］孫晶晶,張曉晶,宮占峰,等.復合材料帽型筋條脫粘的失效機理分析［J］.航空學報,2013,34(7)：1616-1626. (SUN J J,ZHANG X J,GONG Z F,et al.Failure mechanism study on omega stringer debonding［J］.Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica,2013,34(7)：1616-1626.)

［6］劉松平,劉菲菲,郭恩明,等.我國航空材料和結構先進無損檢測技術之應用與發(fā)展［J］.無損檢測,2013, (7)：64-69. (LIU S P,LIU F F,GUO E M,et al.Advanced NDT techniques for aero-materials and structures in china［J］Nondestructive Testing,2013(7)：64-69.)

［7］周正干,肖鵬,劉航航.航空復合材料先進超聲無損檢測技術［J］.航空制造技術,2013(4)：32-35. (ZHOU Z G,XIAO P,LIU H H.Advanced ultrasonic testing technology for aviation composites［J］.Aeronautical Manufacturing Technology,2013(4)：32-35.)

［8］DRINKWATER BW,WILCOX P D.Ultrasonic arrays for non-destructive evaluation：a reviex［J］.NDT&E International,2006,39(7)：525-541.

［9］劉松平,劉菲菲,郭恩明,等.碳纖維增強復合材料層間界面缺陷超聲成像技術［J］.無損檢測,2009,31 (11)：868-872 (LIU S P,LIU F F,GUO E M,et al.Ultrasonic imaging technique for evaluation of interlaminar defect in carbon fiber-reinforced composites［J］.Nondestructive Testing, 2009,31(11)：868-872.)

［10］STONE D E W,CLRKE B.Ultrasonic attenuation as a measure of void content in carbon-fiber reinforced plastics［J］.Non-destructive testing,1975,8(3)：137-145.

［11］董志勇,胡金榜.超聲波衰減系數(shù)法評估材料損傷的研究［J］.化工機械,2007,34(3)：139-143. (DONG Z Y,HU JB.Researches on the evaluation ofmaterial damage using the ultrasonic xave attenuation coefficient method［J］.Chemical Engineering&Machinery,2007,34 (3)：139-143.)

［12］LIU S P,GUO E M,LEVIN V M,et al.Imaging of carbon-fiber-reinforced(CFR)laminates m icrostructure by acoustic m icroscopy techniques［J］.Acoustical Imaging. Dordrecht&NY：Kluxer Academ ic/Plenum Publishers, 2004,27(1)：156-162.

［13］LIU L,ZHANG B M,WANG D F,et al.Effects of cure cycles on void content and mechanical properties of composite lam inates［J］.Composite Structures,2006,73(3)：303-309.

［14］LIS J,ZHAN L H,CHEN R,et al.The influence of cure pressure on m icrostructure,temperature field and mechanical properties of advanced polymer-matrix composite laminates［J］.Fibers and Polymers,2014,15(11)：2404-2409.

［15］JEONG H.Effects of voids on themechanical strength and ultrasonic attenuation of laminated composites［J］.Journal of Composite Materials,1997,31(3)：276-292.

［16］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. (WANG X M,XIE F Y,LIM,et al.Effect rules of complex structure on manufacturing defects for composites in autoclave molding［J］.Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica,2009,30(4)：757-762.)

Form ing Quality of Composite Hat-stiffened Structure by Autoclave Co-curing Process

ZHOU Yuan-qi1, PU Yong-xei2, ZHAN Li-hua1, SONG Yang2, LIShu-jian1, PENGWen-fei3
(1.Light Alloys Research Institute,Central South University,Changsha 410083,China；2.Shenyang Aircraft Industry(group)Co., LTD,Shenyang 110036,China；3.College of Mechanical and Electrical Engineering,Central South University,Changsha 410083,China)

Composite hat-stiffened structures xere fabricated using differentmandrels under the co-curing process.Based on the ultrasonic phased array nondestructive testing technology,the inspection and analysis of forming quality at different positions of the hat-stiffened structure xere carried out.The geometrical shape of the hat-stiffened structure located in the croxn xas characterized using phased array B-scan；the forming precision of xeb x asmeasured by the gate location technology；and the specific quantitative relationship betxeen the interface bonding quality of the flange x ith the skins and ultrasonic coefficient xas found.Meanxhile,combined x ith microscopic metallographic analysis,the ultrasonic phased array testing result is verified from the viex ofmicrocosmic,and the optimalmandrel structure x ithφ12mm xas ultimately confirmed under certain co-curing process.

composites；hat-stiffened structure；co-curing；ultrasonic phased arrays；forming quality

10.11868/j.issn.1005-5053.2015.5.012

TB332

A

1005-5053(2015)05-0075-07

2015-03-18；

2015-04-17

國家重點基礎研究發(fā)展計劃資助項目(2014CB046502),中國博士后基金(2014M562127)

湛利華(1976—),女,教授,從事樹脂基復合材料制件固化成型研究,(E-mail)yjs-cast@csu.edu.cn。