蜂窩夾芯芳綸前緣固化工藝技術

何煜文 閆恩瑋 倪麗娜 劉 琦 郝思雨

（中航西安飛機工業(yè)集團股份有限公司，陜西 西安 710089）

作為纖維增強樹脂基先進復合材料的代表，芳綸以其低密度、高比強度和耐沖擊、優(yōu)良的介電性能等優(yōu)點，在航空結構材料領域凸顯出重要作用。飛機的艙內、機體結構等更多的應用了芳綸復合材料[1-2]。

為使某飛機前緣結構同時滿足透波性及抗鳥撞性能，其機翼前緣零件首次選用了環(huán)氧芳綸纖維復合材料夾層結構。該零件的面板采用芳綸纖維復合材料，夾芯材料為柔性蜂窩芯。由于目前國內芳綸預浸料成型工藝還不夠完善、材料復合界面性能較差，因此，U型結構復合材料在熱壓罐固化成型過程中存在很多影響因素，造成該蜂窩夾芯芳綸前緣零件具有一定的制造難度[3]。該文通過分析零件所用材料的特點，并結合前緣零件的結構特征，確定了該類零件的制造技術難點，在實際生產中以零件質量控制作為關注重點，針對熱壓罐成型過程中涉及U型蜂窩芯零件預浸料易向底部滑移造成“R區(qū)”褶皺、零件底部傳壓不良等方面的技術難點進行了多方面的攻關。通過一系列的技術研究及試驗件制造驗證，旨在研究影響成型品質的工藝細節(jié)，來完善芳綸復合材料成型夾層結構U型零件的工藝過程，實現(xiàn)質量控制，在制造方面積累一定經驗，為該材料類似結構的制造提供技術參考。

1 機翼前緣產品結構及成型方法

1.1 零件結構

制件為應用于機翼的U型蜂窩夾層結構，外形尺寸（長度×寬度×深度）約為808mm×414mm×229mm。制件由兩塊蜂窩芯及內外面板組成，蜂窩芯高度15mm，層壓區(qū)厚度為2.9mm，零件“R區(qū)”為層壓結構，如圖1所示。

圖1 機翼前緣零件示意圖

1.2 成型方案設計

蜂窩夾層結構的成型方法主要有4種，如表1所示[4-5]。

表1 常用蜂窩夾層結構復合材料成型方法比較

綜合考慮機翼前緣為深“U”結構且芳綸材料復合界面性能普遍較差的材料特性，結合成本控制、質量控制、風險控制的基本原則，該試驗確定選用方案1和方案2的成型方法分別膠接成型，以期找到該類零件最佳的成型方法。

2 試驗部分

2.1 主要材料

試驗件主要材料為高韌性高溫固化環(huán)氧芳綸織物預浸料AC531/F-12-044F，蜂窩芯為柔性蜂窩芯。

2.2 制件制造方案

試驗件采用CATIA R21 CPD模塊進行工藝輔助設計、數(shù)控下料、激光投影系統(tǒng)輔助手工鋪貼、熱壓罐固化成型、數(shù)控切割的制造方案。試驗件的成型方法選用方案1和方案2，同時為了選擇更合適的共膠接壓力，方案2對比了2套共膠接壓力參數(shù)，因此該試驗共3套固化工藝，見表2所示。

表2 芳綸前緣試驗固化工藝

根據(jù)所選用的上述3套固化工藝，制件加工工藝流程見圖2（a）和（b）所示。

圖2 芳綸前緣制件工藝流程圖

組件A采用共固化的制造工藝，下蒙皮鋪貼完成后進行蜂窩芯組合和上蒙皮鋪貼，一并固化。組件B和組件C的總體固化工藝相同，采用分步固化的成型方法，下蒙皮預先固化成形，再與蜂窩芯、膠膜、發(fā)泡膠組合，最后鋪貼上蒙皮后再次膠接固化。

3 結果與分析

3.1 固化工藝分析及質量檢測

圖3為不同固化工藝情況下制件脫模后的照片。圖3（a）、（b）分別對應著組件A、B的制件表面狀態(tài)。

組件A在脫模后通過觀察發(fā)現(xiàn)，制件靠工裝面的“R區(qū)”金屬網表面膜存在裂縫，用手沿裂縫輕輕撕開即出現(xiàn)圖3（a）的狀態(tài)，可明顯地觀察到芳綸纖維存在貧膠缺陷，制件大面積出現(xiàn)纖維裸露的情況。無損檢測結果顯示組件A層壓區(qū)及夾層區(qū)存在大面積分層。組件B的表面質量優(yōu)于組件A，靠工裝面金屬網表面膜未出現(xiàn)開裂情況。但仔細觀察可以發(fā)現(xiàn)“R區(qū)”金屬網表面膜存在密布的“小氣泡”現(xiàn)象如圖3（b），氣泡疑似銅網網格鼓包，鼓包可用刀尖剝開。無損檢測結果顯示組件B層壓區(qū)及夾層區(qū)存在大范圍密集孔隙缺陷，孔隙區(qū)域為芯上層，制件“R區(qū)”芯上層存在分層缺陷。銅網網格鼓包的原因為二次固化時壓力較低無法使已固化蒙皮的“R區(qū)”與工裝貼實，造成零件底部“懸空”。組件C的表面無明顯缺陷，無損檢測結果合格。

圖3 試驗件表面狀態(tài)

無損檢測結果說明其層間壓實情況不良。組件C的所有測量點厚度均未超差，但試驗件“R 區(qū)”底部厚度接近理論厚度上限，說明該區(qū)域預浸料在重力的作用下向U型制件底部滑移并堆積。

分析上述組件A和B的固化工藝可以看出，固化壓力的選擇對芳綸纖維預浸料的壓實效果非常重要。由于芳綸纖維預浸料的增強纖維較粗、復合界面性能較差，因此固化壓力須在0.4MPa以上才能降低層間孔隙的風險?？紤]到制件為夾層結構，蜂窩芯在高壓下易出現(xiàn)收縮及塌陷，因此在制定固化壓力參數(shù)時需要協(xié)調兩種材料的壓力耐受范圍，那么分步固化的方案可對外蒙皮內部質量的提升起到積極的作用。外蒙皮固化時選用0.65MPa的真空壓力，可保證外蒙皮內部質量并為后續(xù)鋪層提供穩(wěn)定的鋪貼基礎。二次固化時壓力選擇為0.4MPa，制件蜂窩芯無收縮及芯格塌陷情況，制件通過多次試驗表明外觀及內部質量滿足設計要求。

3.2 工藝細節(jié)優(yōu)化及質量控制

由于芳綸前緣制件結構及材料的特殊性，需要嚴格把控鋪貼、制袋等關鍵工序，并注意排除各環(huán)節(jié)中的風險點，通過研究成型品質的工藝細節(jié)，來完善芳綸復合材料成型夾層結構“U”型零件的工藝過程，實現(xiàn)質量控制。在以上試驗件的制造過程中，通過對產品制造全過程的跟蹤與工藝細節(jié)的實時優(yōu)化，總結出了以下幾項工藝細節(jié)。1）料片斷開位置的選擇。由于芳綸纖維預浸料材料復合界面性能較差，尤其在前緣“R區(qū)”位置易出現(xiàn)傳壓不良的現(xiàn)象。因此在工藝準備的過程中，在滿足設計對料片錯縫要求的前提下，盡量將每層料片的前緣“ R 區(qū)”與周圍斷開，確保各鋪層之間充分貼合。2）防滑防滑帶法的使用細節(jié)。防滑帶法為在工裝周邊膠接防滑帶，可達到增加面層與工裝制件的摩擦力的目的，減少固化時面層位移導致的蜂窩芯收縮等問題[6]。對U型前緣類零件而言，在零件制造過程中，鋪層易在重力作用下向零件“R區(qū)”滑移，而防滑帶法可大大減少“R區(qū)”褶皺、蜂窩芯收縮等問題的發(fā)生[7]。但對蜂窩夾芯芳綸前緣零件，由于采用二次固化的工藝方法，外蒙皮固化時無須搭接防滑帶，使各鋪層在松弛狀下緊密貼合。在鋪貼內蒙皮時，須注意防滑帶搭接位置按圖4所示進行，盡量避免在前緣底部位置搭接。這是為了防止芯上層預浸料全部搭接防滑帶會過渡限制預浸料的移動，降低前緣底部U型槽位置的黏接強度，從而影響芯上各層的配合狀態(tài)，避免由于傳壓不良局部架橋產生零件分層或密集孔隙的缺陷。

圖4 防滑帶位置示意圖

4 結論

該研究以某型飛機蜂窩夾芯芳綸前緣為對象，通過理論分析及試驗件制造，初步得到結論如下：1）針對蜂窩夾芯芳綸前緣零件，采用下蒙皮預先固化成型，再與蜂窩芯、膠膜、發(fā)泡膠組合，最后鋪放上蒙皮后再次膠接固化的制造方案合理；2）共膠接壓力的選擇對產品質量至關重要，選用0.4 MPa作為共膠接壓力能夠保證零件質量；3）多批次、大批量的使用結果表明，AC531/F-12-044F芳綸纖維預浸料的層間結合力不理想，對壓力、成型方法等技術點要求較高。