狹窄翻邊蒙皮復(fù)合材料熱壓罐成型技術(shù)研究

（航空工業(yè)昌河飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，景德鎮(zhèn) 333000）

碳纖維復(fù)合材料是以碳纖維為增強(qiáng)材料、樹脂為基體的復(fù)合材料，具有比強(qiáng)度和比剛度高、質(zhì)輕、服役性能好、隔音效果好等優(yōu)點(diǎn)，廣泛運(yùn)用于各制造領(lǐng)域，已迅速發(fā)展成為繼鋁、鋼、鈦之后的第4大航空航天結(jié)構(gòu)材料，在航空領(lǐng)域備受青睞，并正在大比重地應(yīng)用在飛機(jī)整體制造中[1-4]。國外大型客機(jī)的大部分機(jī)體結(jié)構(gòu)上使用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件，與鋁合金薄板結(jié)構(gòu)相比，機(jī)體重量下降約24%，其重量相對于金屬結(jié)構(gòu)來說，優(yōu)勢也表現(xiàn)突出，與金屬結(jié)構(gòu)相比，機(jī)體減重效益達(dá)到20%～25%，直接提高了飛機(jī)的載重量、航程和舒適性。復(fù)合材料在大型民用飛機(jī)中的發(fā)展,其用量已經(jīng)從1980年整機(jī)質(zhì)量的4%上升到目前的50%，并廣泛應(yīng)用于主承力結(jié)構(gòu)和復(fù)雜曲面結(jié)構(gòu)。以波音787和空客A350飛機(jī)為例，分析波音和空客公司復(fù)合材料的應(yīng)用情況，發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料不僅減輕了飛機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，提高了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用壽命,降低了飛機(jī)的維護(hù)費(fèi)用,而且可以增加艙內(nèi)壓力和空氣濕度,提高民用飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性、舒適性、環(huán)保性。復(fù)合材料取代金屬材料制造結(jié)構(gòu)件已經(jīng)成為世界民機(jī)制造業(yè)的主流趨勢[5-8]。

1 熱壓罐成型工藝

1.1 熱壓罐成型機(jī)理

復(fù)合材料成型主要有模壓成型、RTM成型、注塑成型、纖維纏繞法和熱壓罐成型。其中熱壓罐成型工藝是復(fù)合材料制件成型的主要方法之一[9]。

熱壓罐成型工藝過程是將預(yù)浸料鋪貼在工裝上，然后制備真空袋，制備真空袋的順序?yàn)樵诹慵弦来畏派细綦x膜、透氣氈，用膩?zhàn)訔l將真空袋密封在工裝上，置于熱壓罐中，加溫加壓固化，脫模，最終使預(yù)浸料坯件固化成型為滿足設(shè)計(jì)要求的復(fù)合材料零件。該方法廣泛用于航空航天領(lǐng)域，特別是大型民用飛機(jī)主承力件、次承力件的成型。目前，復(fù)合材料熱壓罐成型工藝是生產(chǎn)航空航天高質(zhì)量先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料制件的主要方法。影響熱壓罐成型復(fù)合材料工藝的物理和化學(xué)過程主要有：（1）樹脂的流動(dòng)，主要保證制件中的纖維被充分浸潤和各層預(yù)浸料準(zhǔn)確到位；（2）預(yù)浸料的壓實(shí)，主要是保證施加一定的壓力來去除樹脂基體中可能存在的空隙，使復(fù)合材料中的纖維體積含量達(dá)到最大；（3）熱傳遞，合理的熱傳遞過程以保證樹脂機(jī)體的充分固化；熱壓罐固化過程中，零件固化主要靠工裝升溫來傳遞熱量。所以合理選取工裝的結(jié)構(gòu)形式和材料對于零件的固化有一定的影響[10-12]。

1.2 復(fù)雜構(gòu)件成型

復(fù)合材料熱壓罐成型工藝對于復(fù)雜外形零件具有一定的局限性，零件外形不僅要靠工裝精度，還需要考慮零件高溫固化成型及降溫冷卻過程中，由于樹脂固化的化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)生的應(yīng)力釋放帶來的變形。工裝的熱膨脹系數(shù)與復(fù)合材料的熱膨脹系數(shù)不一致，導(dǎo)致在升溫過程和降溫過程中也會使零件產(chǎn)生程度不一的變形。脫模后，零件會存在一定程度的變形，自由狀態(tài)下其外形與理論外形不匹配，存在一定的差異，貼模時(shí)，會有間隙，需施加一定的壓力才能貼模，這種變形是不可逆的，而產(chǎn)生這種變形的原因?yàn)槊撃：髲?fù)合材料零件應(yīng)力釋放的結(jié)果。特別是針對復(fù)雜外形零件來說，應(yīng)力釋放所帶來的熱變形會給零件裝配帶來很大的不便[13]。目前，纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的應(yīng)用大多限于對稱鋪層的結(jié)構(gòu)件，對于薄壁復(fù)雜結(jié)構(gòu)外形零件和雙曲率零件結(jié)構(gòu)來說，由于零件結(jié)構(gòu)復(fù)雜，屬于非對稱結(jié)構(gòu)件，無法通過經(jīng)驗(yàn)和可靠的手段來分析零件脫模后的應(yīng)力釋放所帶來的變形，在零件應(yīng)用前，需要借助計(jì)算機(jī)輔助工程建立模擬模型來預(yù)測零件變形[14]。目前，復(fù)雜外形零件在成型過程中采用襯膜傳壓技術(shù)成型，襯膜即為橡膠軟模，能夠根據(jù)零件外形在固化過程中隨意變形以貼合零件輪廓，廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料熱壓罐成型工藝中。但是復(fù)合材料零件制造過程中，橡膠軟模的厚度、剛度一直是通過工藝試驗(yàn)來確定的，且橡膠軟膜重復(fù)使用次數(shù)偏低，無法滿足零件批產(chǎn)要求，使用的成本較高，目前并沒有模擬軟件對橡膠軟膜傳壓分析技術(shù)進(jìn)行分析，無法形成完整的工藝過程。另外，橡膠軟膜結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)的指導(dǎo)方法并未發(fā)掘，因此在實(shí)際零件制造過程中，利用橡膠軟模成型還存在一定的局限性[15]。

本文研究對象為復(fù)雜帶R外形零件，根據(jù)零件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，結(jié)合實(shí)際經(jīng)驗(yàn)，采用輔助芯模成型。通過輔助芯模成型，能有效減少對接縫處出現(xiàn)階差，滿足零件二次膠接和裝配要求。

2 狹窄翻邊蒙皮成型方案研究

2.1 零件及工裝分析

影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件變形原因主要有3類：成型工裝與零件本體材料的熱膨脹系數(shù)不一致導(dǎo)致零件變形；化學(xué)收縮導(dǎo)致變形；模具和零件相互作用導(dǎo)致零件最終變形。減小變形的主要方法有：（1）優(yōu)化固化工藝參數(shù)（如升降溫速率、保溫時(shí)間等）；（2）通過合理選取成型工裝材料來改善復(fù)合材料零件的變形。成型工裝型面選材有復(fù)合材料與金屬材料兩類。零件成型工裝與零件本體材料一致能有效地改善零件脫模后帶來的變形，但復(fù)合材料工裝在零件制造過程中受到脫模劑涂覆的影響較大，容易造成型面撕裂，使用壽命較短。金屬材料有20#鋼、45#鋼和硬鋁，其熱膨脹系數(shù)與預(yù)浸料相差較大，而INVAR鋼熱膨脹系數(shù)與碳纖維復(fù)合材料相近，使用壽命長，因此本零件成型模工裝材料選取INVAR鋼。

本文中翻邊蒙皮長7m，翻邊蒙皮零件及工裝外形、工裝結(jié)構(gòu)形式、零件的厚區(qū)和薄區(qū)如圖1、圖2所示。零件翻邊細(xì)節(jié)如圖3所示。翻邊處擋塊分6塊，擋塊尺寸如圖4所示，擋塊厚12mm。

2.2 輔助芯模零件成型工藝方案

圖1 零件成型模工裝外形示意圖Fig.1 Diagram of male tool

圖2 蒙皮外形示意圖Fig.2 Diagram of skin

圖3 翻邊細(xì)節(jié)Fig.3 Detail of flanging skin

圖4 擋塊示意圖Fig.4 Detail of tool

根據(jù)零件結(jié)構(gòu)，完成復(fù)合材料工裝熱分布測試，測試結(jié)果如圖5所示。領(lǐng)先熱電偶PA2 布置在零件余量區(qū)的拐角，非翻邊區(qū)，鋪層的最后兩層（近真空袋側(cè)）之間；滯后熱電偶PA3 布置在零件余量區(qū)的拐角，非翻邊區(qū)，鋪層的最后兩層（近真空袋側(cè)）之間。根據(jù)熱分布測試結(jié)果完成零件超前偶滯后偶的布置，監(jiān)控固化過程中零件固化情況。

根據(jù)零件結(jié)構(gòu)分析結(jié)果，擋塊處即翻邊R角區(qū)域，翻邊區(qū)域采用分塊擋塊定位，與蜂窩和泡沫需進(jìn)行二次膠接，有裝配要求。利用零件翻邊及帶R角外形，制造出貼合零件翻邊R角的輔助芯模成型工裝，輔助芯模材料為環(huán)氧木模，成本較低，可根據(jù)零件外形制造。在零件鋪貼、預(yù)壓實(shí)過程中，具有可重復(fù)操作性，利用輔助芯模，鋪貼出零件翻邊外形及R角輪廓外形。鋪貼過程中按照預(yù)浸料示宗紗方向梳理，按照零件鋪層的順序，由中間往兩邊進(jìn)行鋪貼，兩端由操作人員拉住，將背襯紙撕下，從中間往兩邊搟實(shí)，邊鋪邊搟。鋪層鋪貼后，用尼龍搟板按照示宗紗的方向搟實(shí)。利用輔助芯模預(yù)壓實(shí)，必須將輔助芯模完全與成型工裝貼合，防止翻邊過程中，R角架橋。在固化過程中，將輔助芯模卸掉，進(jìn)罐固化。重復(fù)使用輔助芯模，完成狹窄翻邊蒙皮復(fù)合材料零件成型。輔助芯模如圖6所示。

2.3 升溫速率方案優(yōu)化

圖5 工裝熱分布測試結(jié)果Fig.5 Result of thermal distribution

工裝熱分布測試結(jié)果表明：零件進(jìn)入保溫平臺，超前偶熱電偶與滯后熱電偶溫度差為60℃。溫差較大，因此在固化時(shí)需在保溫前將溫差進(jìn)行補(bǔ)償，可通過調(diào)整升溫速率滿足要求，且合理選取升溫速率有利于減少零件的孔隙，提高零件成型質(zhì)量。本文主要針對升溫速率進(jìn)行研究，探索升溫速率對蒙皮零件的力學(xué)性能和質(zhì)量的影響。其中固化壓力為0.5MPa，固化溫度為180℃，保溫時(shí)間為（120±30）min，降溫速率為 0.5～2.2℃ /min。固化壓力一直保持至固化結(jié)束，零件降溫至60℃以下卸除壓力，主要方案見表1。零件固化時(shí)，需制備隨爐試驗(yàn)件，對零件的隨爐試驗(yàn)件進(jìn)行力學(xué)性能測試，具體測試項(xiàng)目和要求見表2。

3 零件成型結(jié)果分析

3.1 零件力學(xué)性能分析

圖6 輔助芯模示意圖Fig.6 Aid tool for layup

表1 不同升溫速率選取 ℃·min-1

表2 力學(xué)性能測試項(xiàng)目

本零件為環(huán)氧碳纖維預(yù)浸料，含膠量較低，約37%，在固化過程中需在材料黏度較低的情況下，使樹脂充分流動(dòng)，以確保增強(qiáng)材料完全浸透并有效將多余的樹脂擠入吸膠材料中，然而這個(gè)溫度也是樹脂最容易形成孔隙的溫度，此時(shí)，加壓對樹脂非常重要。在固化過程中，升高溫度有利于孔隙生長，為了促使孔隙消除，必須保證預(yù)浸料上有足夠的壓力。本文選取固化壓力為0.5MPa。

根據(jù)表1中的方案進(jìn)行試驗(yàn)，結(jié)果表明：升溫速率0.5～1.5℃/min至玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg前，Tg后升溫速率為1.5～2.2℃/min的測試試樣，彎曲強(qiáng)度為640MPa，如圖7所示，其剪切強(qiáng)度均較高，濕熱后的剪切強(qiáng)度最高為68.75MPa，如圖8所示。零件的力學(xué)性能與零件固化過程相關(guān)，固化過程中樹脂流動(dòng)性、玻璃轉(zhuǎn)變溫度（Tg）與升降溫速率有直接關(guān)系。升溫速率提高，零件加熱溫度升高的越快，樹脂熔化時(shí)的體積越大，導(dǎo)致零件在固化過程中，樹脂中的空氣隨溫度升高生長，最終破裂，形成孔隙。這會直接影響零件的力學(xué)性能。因此在Tg為溫度零界點(diǎn)，在溫度到達(dá)Tg前，應(yīng)使樹脂充分流動(dòng)，升溫速率不宜太高，以免升溫速率太快導(dǎo)致樹脂熔化體積增大。在溫度Tg后，樹脂由玻璃態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)楦邚棏B(tài)，升溫速率會影響樹脂的揮發(fā)分，升溫速率太低，樹脂的揮發(fā)分含量太高。揮發(fā)分含量高，會導(dǎo)致固化后零件表面起泡，從而降低零件的力學(xué)性能，因此應(yīng)提高升溫速率。

圖7 不同升溫速率的彎曲強(qiáng)度Fig.7 Bending strength of different heating rates

圖8 不同升溫速率的剪切強(qiáng)度Fig.8 Shear strength of different heating rates

圖9結(jié)果表明3種升溫速率樹脂含量差異不太明顯，升溫速率0.5～1.5℃/min至玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg前，Tg后升溫速率為1.5～2.2℃/min的樹脂含量為36.49%，0.5～3℃/min的樹脂含量為 36.27%，0.5～1.0℃/min的樹脂含量為37%。0.5～1.0℃/min的速率，溫度升高較慢，同比之下，相當(dāng)于加壓較晚，排膠量減少，樹脂含量略高，其揮發(fā)分為通過抽真空進(jìn)行導(dǎo)氣，在零件內(nèi)部形成氣泡，最后形成孔隙，因此，力學(xué)強(qiáng)度較低。因此升溫速率0.5～1.5℃/min至玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg前，Tg后升溫速率為1.5～2.2℃/min為最優(yōu)。

3.2 零件孔隙率結(jié)果分析

固化過程中復(fù)合材料的孔隙發(fā)展是受多種因素共同作用的，固化過程中零件缺膠、固化過程導(dǎo)氣材料和導(dǎo)氣方式是導(dǎo)致孔隙率的主要原因。本文所選材料的樹脂含量為37%，較低，且屬于高流動(dòng)性的改性環(huán)氧樹脂基體，對升溫速率較敏感。零件固化過程中溫度升高影響該樹脂基體的黏度，進(jìn)而影響鋪層浸潤效果，影響零件孔隙率。因此，需考慮在樹脂玻璃化轉(zhuǎn)變（Tg）臨界點(diǎn)的升溫速率，合理地選取升溫速率，最終改善零件孔隙率。

根據(jù)熱分布結(jié)果表明：超前偶與滯后偶在進(jìn)入保溫平臺前溫差最大為60℃，根據(jù)零件力學(xué)性能分析，結(jié)果表明選取0.5～1.5℃/min的升溫速率，能減少零件超前熱電偶和滯后熱電偶的溫差，選取與碳纖維熱膨脹系數(shù)相近的INVAR鋼能夠讓樹脂更加均勻流淌和浸潤，浸潤至鋪層之間，滿足零件孔隙率的要求，成型后零件的孔隙率＜1.5%，超聲A掃描顯示＜10db。

3.3 成型零件外形分析

影響翻邊蒙皮外形變形主要是模具和零件相互作用導(dǎo)致零件最終變形，本文選用INVAR鋼成型工裝能減少固化過程中工裝的熱容帶來殘余應(yīng)力釋放導(dǎo)致的外形變形，保證R角外形和輪廓度滿足要求，如圖10所示。利用輔助芯模技術(shù)能夠有效降低工裝擋塊翻邊處帶來的階差，讓零件在固化過中更加均勻地傳遞壓力，脫模后零件內(nèi)表面質(zhì)量為2級表面，R角厚度公差滿足±10%以內(nèi)。

圖9 不同升溫速率的樹脂含量Fig.9 Resin content of different heating rates

圖10 零件外形局部成型圖Fig.10 Detail of cured part

4 結(jié)論

（1）橡膠軟膜技術(shù)有利于復(fù)雜外形復(fù)合材料零件成型，但因其結(jié)構(gòu)和剛度無法重復(fù)利用，工藝成本較高，無法滿足零件批產(chǎn)要求。利用輔助芯模成型翻邊蒙皮，制袋預(yù)抽，有助于翻邊R角成型，提高狹窄翻邊蒙皮質(zhì)量，滿足零件批產(chǎn)要求。

（2）對于狹窄細(xì)長零件，合理選取升溫速率有助于對零件溫度超前區(qū)與滯后區(qū)進(jìn)行溫差補(bǔ)償，能有效地提高復(fù)合材料制件質(zhì)量。

（3）最佳的升溫速率為在玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg前保持0.5～1.5℃/min，在玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg至保溫前選取升溫速率為1.5～2.2℃/min至保溫。

[1]蔡文峰,周惠群,于鳳麗.樹脂基碳纖維復(fù)合材料成型工藝現(xiàn)狀及發(fā)展方向[J].航空制造技術(shù), 2008(10): 54-57.

CAI Wenfeng, ZHOU Huiqun, YU Fengli. Current status and development trend of epoxy resin carbon fiber reinforced composites forming process[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2008(10): 54-57.

[2]張曉虎,孟宇,張煒. 碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢[J]. 纖維復(fù)合材料, 2004, 30(1): 50-58.

ZHANG Xiaohu, MENG Yu, ZHANG Wei. Development and tendency of carbon fiber reinforced composite materials[J]. Fiber Composite, 2004,30(1): 50-58.

[3]沈真, 陳普會. 航空復(fù)合材料技術(shù)發(fā)展的回顧和展望[C]//第十一屆全國復(fù)合材料學(xué)會會議論文集. 合肥, 2000.

SHEN Zhen, CHEN Puhui. Retrospect and prospect of development of aviation composite materials[C]// The 11th National Conference Papers of Composite. Hefei, 2000.

[4]孟季茹,趙磊,梁國正.先進(jìn)復(fù)合材料低成本制造技術(shù)的研究進(jìn)展[J].航空工程與維修, 2001(5): 15-17.

MENG Jiru, ZHAO Lei, LIANG Guozheng. The progress of advanced composites low cost manufacturing technology[J]. Aviation Engineering and Maintenance, 2001(5): 15-17.

[5]馬立敏,張嘉振,岳廣全.復(fù)合材料在新一代大型民用飛機(jī)中的應(yīng)用[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào), 2015, 32(2): 317-322.

MA Limin, ZHANG Jiazhen, YUE Guangquan. Application of composite materials in the new generation of large civil aircraft[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2015, 32(2): 317-322.

[6]汪萍.復(fù)合材料在大型民用飛機(jī)中的應(yīng)用[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究, 2008(3) :11-15.

WANG Ping. Application of composite materials in the large civil aircraft[J]. Civil Aircraft Design & Research, 2008(3): 11-15.

[7]李映紅,趙智姝.復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的廣泛應(yīng)用[J]. 裝備制造技術(shù), 2011(4): 138-140.

LI Yinghong, ZHAO Zhishu. Application of composite materials in aircraft construction[J]. Equipment Manufacturing Technology, 2011(4):138-140.

[8]陳文.民機(jī)用新材料[J]. 航空維修與工程, 2007(3): 49-50.

CHEN Wen. New materials’application of civil aircraft [J]. Aviation Maintenance & Engineering, 2007(3): 49-50.

[9]李桂東.復(fù)合材料構(gòu)件熱壓罐成形工裝設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)研究[D].南京:南京航空航天大學(xué), 2010.

LI Guidong. Research on key technologies for tool design of composite components undergoing autoclave processing[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics ＆ Astronautics，2010.

[10]李德尚.飛機(jī)復(fù)材零件熱壓罐成型復(fù)材工裝設(shè)計(jì)技術(shù)[D].南京:南京航空航天大學(xué), 2010.

LI Deshang. Research on composite tool design of aircraft composite components undergoing autoclave processing[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics ＆ Astronautics, 2010.

[11]王噮. 熱壓罐工藝仿真技術(shù)[J].航空制造技術(shù), 2011(20):105-108.

WANG Yuan. Simulation technology of autoclave process[J].Aeronautical Manufacturing Technology, 2011(20): 105-108.

[12]傅承陽.飛機(jī)復(fù)合材料制件熱壓罐成型溫度場模擬與改善方法[D].南京：南京航空航天大學(xué), 2013.

FU Chengyang. The temperature filed simulation and improvement method of aircraft composite parts in autoclave process[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics ＆ Astronautic, 2013.

[13]程凱.復(fù)雜復(fù)合材料圓筒結(jié)構(gòu)固化變形問題分析[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)， 2010.

CHENG Kai. Curing deformation analysis of complex composite cylinder structure[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2010.

[14]戴福洪,張博明,杜善義.復(fù)合材料非對稱正交薄層板的固化變形[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào), 2006, 23(4): 164-169.

DAI Fuhong, ZHANG Boming, DU Shanyi. Cure shape of cross-ply thin unsymmetric composite laminates[J]. Acta Materiae Compositae Sinica,2006, 23(4): 164-169.

[15]張寧.復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)成型軟模對壓力傳遞的影響方式[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2008.

ZHANG Ning. Effect of flexible die on transmission of pressure to composite integrated structure[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology,2008.