無人機載雷達碳纖維支架工藝設(shè)計

(中國電子科技集團公司第三十八研究所,安徽合肥230088)

0 引言

復合材料是由兩種及以上異質(zhì)、異形、異構(gòu)的材料通過專門成型工藝復合而成的一種高性能的新材料,具有比強度高、比模量大、可設(shè)計性強、抗疲勞性能好、耐腐蝕性能優(yōu)越和易于整體成型中大型構(gòu)件等顯著優(yōu)點[1]。相對使用鋁合金材料的傳統(tǒng)機載結(jié)構(gòu)件的重量,采用復合材料成型的構(gòu)件可實現(xiàn)減重20%～30%。同時,采用先進適用的成型工藝可顯著提高構(gòu)件的生產(chǎn)效率和使用壽命。因此,機載產(chǎn)品中復合材料的使用比例日益提高,先進軍機結(jié)構(gòu)件的復合材料用量已達到25%左右,預計今后的用量將超過其總重量的50%以上[2]。

目前機載構(gòu)件使用的復合材料主要是樹脂基碳纖維復合材料(簡稱CFRP),其具有易于成型復雜異構(gòu)零件的特點,可顯著提高結(jié)構(gòu)件組合設(shè)計的整體性,從而提高產(chǎn)品的可靠性,降低產(chǎn)品的設(shè)計與制造難度,縮短產(chǎn)品研制周期。目前,應(yīng)用于機載電子系統(tǒng)復合材料結(jié)構(gòu)件的工藝研究內(nèi)容報道較少,因此,針對無人機載雷達復合材料承力支架的異型結(jié)構(gòu)特點,開展成型工藝技術(shù)研究,制定可行的方案,通過設(shè)計和驗證,成功研制了滿足應(yīng)用要求的無人機載碳纖維支架承力結(jié)構(gòu)件。

1 復合材料機載構(gòu)件成型工藝研究

碳纖維支架用于某無人機載雷達系統(tǒng),是天線/穩(wěn)定平臺單元與組合單元間連接的安裝支架,其結(jié)構(gòu)如圖1所示,外形尺寸為305 mm×206 mm×150 mm。其一端連接穩(wěn)定平臺,另一端連接組合單元,是承擔系統(tǒng)單元間連接的重要構(gòu)件,必須具有足夠的剛強度。同時,為保持良好的裝配精度,對兩處安裝面的平面度及相互間的垂直度也提出了較高要求。此外,該復合材料機載構(gòu)件還要滿足高低溫、振動、沖擊等方面的試驗要求,因此采用復合材料研制此結(jié)構(gòu)件對模具設(shè)計、仿真分析及成型工藝等都提出了較高的要求。

圖1 無人機載雷達復合材料異型支架模型

影響復合材料機載構(gòu)件質(zhì)量的工藝因素主要包括:1)材料和成型工藝方案、工藝參數(shù)的選擇;2)模具設(shè)計制造。

1.1 材料和成型方案選擇

按照該支架構(gòu)件的設(shè)計要求和結(jié)構(gòu)特點,可采用鋁合金或樹脂基復合材料。采用鋁合金材料對安裝基座、安裝平面、加強筋板分別進行加工,再采用焊接方法成型,此方法可以較好地滿足尺寸精度方面的要求,但可能存在焊接缺陷;也可考慮鑄造鋁坯件再加工的工藝路線,此方法存在鑄件缺陷隱患、力學性能較低等不利因素;復合材料成型工藝與金屬材料加工相比,簡單可靠、易于操作,適用于整體成型結(jié)構(gòu)復雜的制件。采用復合材料成型工藝,可將該構(gòu)件一次整體成型,并在滿足其力學設(shè)計性能指標的前提下達到較好的減重效果。

復合材料機載構(gòu)件存在多種成型工藝,常用的成型方法有真空袋壓工藝、熱壓罐工藝、樹脂轉(zhuǎn)移傳遞模塑和模壓工藝等?？山Y(jié)合構(gòu)件的結(jié)構(gòu)形式及材料性能要求等,選擇合適的成型方法?？紤]到采用復合材料機載承力支架的結(jié)構(gòu)特點,其部分直角結(jié)構(gòu),通過外壓工藝難以使材料傳遞均勻,擬選用軟模輔助模壓工藝整體成型研制。

在采用軟模輔助模壓成型時,需綜合考慮模壓溫度、壓力及時間等參數(shù)。為盡量避免支架成型過程中出現(xiàn)的缺陷,根據(jù)前期工作經(jīng)驗和本次的工藝摸索,采用如下工藝參數(shù):升溫速度1.5～3℃/min;加壓溫度105～110℃;成形壓力0.4～0.5 MPa;成形溫度120～130℃;保溫時間2 h;自然冷卻60℃以下可卸壓取出制件。采用以上工藝參數(shù)得到了符合要求的模壓制件。

1.2 模具設(shè)計

模壓成型工藝對模具材料、結(jié)構(gòu)、精度等有較高要求,合理的模具設(shè)計是保證成型質(zhì)量的關(guān)鍵因素之一。在進行模具設(shè)計時,在滿足支架成型精度要求的前提下應(yīng)考慮模具的制造工藝性、剛性、耐用度等方面的要求[3]。

針對無人機載雷達復合材料異型支架的結(jié)構(gòu)特點,需在保持模具整體剛性的前提下,利用軟模的熱脹張力來輔助保證構(gòu)件的整體共固化。

剛性模具采用模芯分離方式,便于制件成型后脫模,各處工作面需精加工以得到滿足要求的精度和表面質(zhì)量。一般來說,線脹系數(shù)較大的材料都可以用來膨脹加壓,因此,軟模的線脹系數(shù)與剛性模相比應(yīng)有較大的差異,表1給出了部分模具材料的線脹系數(shù)。經(jīng)過比較,剛性模采用球墨鑄鐵,軟模采用目前應(yīng)用較成熟的R10301硅橡膠[4],其經(jīng)高溫高壓使用后的永久壓縮變形很小,并可重復進行使用。

表1 部分模具材料的線脹系數(shù)

為保證軟模膨脹成型的支架的尺寸精度,在軟模與復合材料的內(nèi)腔之間需設(shè)計一定的工藝間隙,以此來調(diào)節(jié)加壓點及壓力大小。硅橡膠軟模從室溫到成型溫度的膨脹量由下式計算:

式中:V2R表示溫度為tgel時的自由熱膨脹體積;V0R表示在室溫時的硅橡膠軟膜體積;tgel表示復合材料中樹脂凝膠溫度。

結(jié)合模壓成型溫度、壓力,確定合適的工藝間隙并經(jīng)試驗修正,最終獲得一致性較好、裝配間隙均勻的軟模。軟模輔助模壓成型模具裝配圖如圖2所示。

圖2 軟模輔助模壓成型模具裝配圖

在實際成型過程中此模具使用性能很好,所得制件變形小,尺寸精度滿足要求且一致性好,后期不加工的直接成型面表面質(zhì)量較好,完全滿足使用要求。

2 仿真分析

復合材料的有限元分析技術(shù)具有實驗方法無可比擬的優(yōu)勢,可在復合材料成型前進行鋪層設(shè)計,通過不斷改進和優(yōu)化,獲得性能最佳的虛擬復合材料結(jié)構(gòu)件,并模擬各種載荷工況下的結(jié)構(gòu)件性能,預測結(jié)構(gòu)件在使用條件下的性能變化。

目前,復合材料的仿真分析已成為復合材料設(shè)計、研究其結(jié)構(gòu)行為的必不可少的手段,并且具有較高的準確性[5-8],可加速設(shè)計流程,并通過減少樣機數(shù)量、縮短制造過程從而降低成本。鋪層設(shè)計是復合材料設(shè)計中關(guān)鍵性的設(shè)計工作之一和特有的工作內(nèi)容,鋪層設(shè)計的優(yōu)劣直接影響著復合材料的性能。鋪層設(shè)計主要包括:選取合適的鋪層角,確定各種鋪層角的鋪層百分比和鋪層順序等。結(jié)合復合材料模壓制件的成型經(jīng)驗,支架采用準各向同性鋪層方式。

先在三維建模軟件中建立支架的模型,并導入有限元軟件ANSYS中,對模型采用殼單元Shell99,按設(shè)計鋪層要求設(shè)置殼單元實常數(shù),進行三角形智能網(wǎng)格劃分,得到的有限元模型圖如圖3所示。

圖3 無人機載雷達復合材料異型支架的有限元模型

依據(jù)機載平臺載荷設(shè)計要求,對支架進行模態(tài)、沖擊、正弦振動等動力學分析,載荷條件如表2所示,仿真結(jié)果如圖4所示。

表2 無人機載雷達復合材料異型支架分析條件

圖4 復合材料機載構(gòu)件的仿真結(jié)果

分析結(jié)果表明:在振動、沖擊等載荷作用下,該構(gòu)件圓形安裝面的變形(振動:2.7 mm,沖擊:0.16 mm)最大,然后逐步遞減到安裝基座,但最大變形均滿足設(shè)計指標的要求。該承力支架的一階固有頻率為485.2 Hz,滿足安裝剛度要求;同時考慮到模態(tài)分析中其振型表現(xiàn)為圓形安裝面邊緣的局部振動,所以在設(shè)計時應(yīng)該適當提高圓形安裝面邊緣的剛度。

3 試驗驗證

3.1 環(huán)境試驗

由于此構(gòu)件用于機載雷達產(chǎn)品,所以需要按照國軍標機載雷達的環(huán)境試驗要求對所研制的構(gòu)件進行高低溫、振動、沖擊等試驗,具體的試驗流程如圖5所示。

試驗中,在高低溫試驗前后通過拍照和目視方式初步檢查結(jié)構(gòu)有無損傷;在振動和沖擊前后通過結(jié)構(gòu)動力學特征對比來檢測結(jié)構(gòu)有無損害,即在振動和沖擊前分別進行低量級的特征掃頻試驗,通過對比試驗前后特征掃頻曲線的低量級特征掃頻曲線的變化來初步判斷結(jié)構(gòu)的健康狀態(tài)。其特征掃頻條件為:頻率范圍20～600 Hz,量級0.5g,掃頻速率2 oct/min。

目視檢測和特征曲線對比檢測均為初步檢測手段,具有快速、方便的優(yōu)點,但是置信度沒有無損檢測高,因此在整個環(huán)境試驗前后還對支架進行了無損檢測,以對比試驗前后的結(jié)構(gòu)狀態(tài)。

圖5 試驗流程圖

按照上述試驗流程,完成支架的高低溫試驗和3個方向上的振動沖擊試驗,支架安裝基座、安裝平面、加強筋板的外觀目視檢查完好,結(jié)構(gòu)無損傷、無松動。在3個方向上的振動與沖擊試驗前后,特征掃頻曲線吻合良好,沒有發(fā)生明顯的頻移和曲線特征變化,圖6給出了X向振動、沖擊試驗前后3次特征掃頻曲線的對比。另外,從特征掃頻曲線可見,該支架X向一階固有頻率為470 Hz左右,可見直接整體剛度較大,且共振頻率與前述模態(tài)分析中結(jié)構(gòu)第一階固有頻率吻合良好。因此,初步可以認為支架經(jīng)受住了高低溫、振動和沖擊環(huán)境試驗。圖7為振動沖擊試驗現(xiàn)場照片。

3.2 無損檢測

無損檢測[9-10]是在不損壞材料或工件使用性能,不改變其形狀和狀態(tài)情況下,利用聲、光、電、熱、磁和射線等,探測材料、構(gòu)件設(shè)備的各種宏觀的內(nèi)部或表面缺陷,判斷缺陷位置、大小、形狀和種類,以確定產(chǎn)品是否達到使用性能的一種方法。

圖6 特征掃頻曲線對比

圖7 無人機載雷達復合材料異型支架振動、沖擊試驗圖

復合材料中最易產(chǎn)生的缺陷主要有兩大類:1)宏觀缺陷,如脫粘、疏松、裂紋、沖擊損傷、外來物等,其缺點是缺陷面積大,主要發(fā)生在結(jié)構(gòu)制造和服役期間;2)微細缺陷,如氣孔、界面結(jié)合不良、成分不均勻等,其特點是缺陷微細,分布在復合材料中樹脂或樹脂/纖維界面之間,呈明顯的體積分布。這種不均勻性對復合材料制件性能將有明顯影響。

無損檢測的目的和任務(wù)就是采用合理有效的方法、技術(shù)和檢測手段及時發(fā)現(xiàn)和檢測出這些缺陷。結(jié)合復合材料支架結(jié)構(gòu)件的使用特點,選定制件特定位置采用X射線對振動、沖擊、高低溫試驗前后進行對比檢測,如圖8所示。

圖8 X射線檢測圖

從圖8可以看出:模壓成型的無人機載雷達復合材料異型支架樹脂及纖維均勻性、流動性較好,沒有出現(xiàn)樹脂的淤積、脫粘、裂紋、氣泡、成分不均勻等缺陷,振動、沖擊、高低溫試驗沒有對結(jié)構(gòu)件的性能造成損傷。

綜合支架外觀檢查、試驗前后特征掃頻曲線對比和無損檢測結(jié)果,可以認為支架經(jīng)受住了高低溫、振動和沖擊環(huán)境試驗,結(jié)構(gòu)和工藝性能合理,滿足設(shè)計要求。研制完成后得到的復合材料機載支架如圖9所示。

4 結(jié)束語

針對某型無人機載雷達復合材料異型支架開展工藝設(shè)計與研究。

圖9 無人機載雷達復合材料異型支架實物圖

首先根據(jù)支架的應(yīng)用環(huán)境和結(jié)構(gòu)特點合理選擇了材料和成型工藝方案、確定了相關(guān)的工藝參數(shù)。

其次借助于有限元技術(shù),對復合材料機載支架在各種載荷工況下的性能變化趨勢進行了成功預測,對于減少設(shè)計偏差、加快研發(fā)流程、降低制造成本具有一定的積極意義。并且在此基礎(chǔ)上,通過軟模輔助模壓成型工藝方法對支架進行了整體制造成型,相比于真空袋、熱壓罐等工藝手段,獲得了更好的工藝質(zhì)量和力學性能。

最后對研制成功的復合材料機載支架進行了環(huán)境試驗驗證,通過目視檢查、特征曲線對比和無損檢測等多手段對支架試驗前后的結(jié)構(gòu)狀態(tài)進行了確認,結(jié)果顯示該支架經(jīng)受住了機載環(huán)境試驗的考核,滿足機載雷達產(chǎn)品的應(yīng)用要求,對于類似機載復合材料構(gòu)件的研制具有一定的借鑒意義。

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