飛機(jī)復(fù)合材料壁板裝配變形控制技術(shù)研究與應(yīng)用進(jìn)展*

劉鎮(zhèn)陽，翟雨農(nóng)，李東升，隋 毅

（北京航空航天大學(xué)，北京 100191）

近年來，隨著航空技術(shù)的發(fā)展，對(duì)航空裝備結(jié)構(gòu)的性能要求逐漸提高。樹脂基復(fù)合材料以其結(jié)構(gòu)重量輕、比強(qiáng)度高、結(jié)構(gòu)具有可設(shè)計(jì)性、綜合費(fèi)效比高等優(yōu)點(diǎn)在航空航天行業(yè)得到廣泛應(yīng)用[1]。復(fù)合材料在波音787和空客A350機(jī)身總重量中占比達(dá)到了50%；而在F–22、F–35戰(zhàn)斗機(jī)中復(fù)合材料用量分別達(dá)26%、36%。我國飛機(jī)中復(fù)合材料的用量也在逐步提高。C919大型客機(jī)上復(fù)合材料用量達(dá)到了11%~12%，而最新型號(hào)CR929遠(yuǎn)程寬體客機(jī)復(fù)合材料用量達(dá)51%，與空客A350和波音787達(dá)到同一個(gè)量級(jí)。

但復(fù)合材料構(gòu)件在裝配時(shí)有不同于傳統(tǒng)金屬結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)和需求。首先，復(fù)合材料構(gòu)件存在以下兩種幾何偏差：復(fù)合材料在固化過程中，材料各向異性、樹脂收縮不均勻性及模具材料與零件材料熱膨脹系數(shù)差異性等因素會(huì)導(dǎo)致復(fù)材構(gòu)件成型后發(fā)生翹曲變形，產(chǎn)生較為顯著的零件制造偏差[2]；復(fù)合材料壁板通過蒙皮–長桁共固化工藝整體成型，尺寸不斷增大（大型客機(jī)機(jī)身壁板達(dá)15 m、機(jī)翼壁板超過30 m，A350XWB[3]與CR929復(fù)合材料機(jī)身壁板典型結(jié)構(gòu)如圖1所示），但整體仍呈弱剛性，裝配條件（重力場、裝夾方式及裝夾誤差等）和裝配調(diào)型力會(huì)對(duì)壁板外形產(chǎn)生較大影響[4]。

圖1 大型客機(jī)復(fù)合材料機(jī)身壁板Fig.1 Large-scale composite fuselage structures

由于存在上述兩種幾何偏差，在復(fù)合材料飛機(jī)壁板的裝配過程中，墊片填隙和強(qiáng)迫裝配是兩種常用的裝配變形控制技術(shù)。但復(fù)合材料構(gòu)件由多層材料鋪疊而成，屬于各向異性突出的非均質(zhì)材料，其脆性強(qiáng)，耐沖擊性、耐壓性較差，層間強(qiáng)度低，在受外力時(shí)極易發(fā)生損傷[1]；即使未損傷，殘余應(yīng)力也會(huì)影響其壽命和可靠性。因此，在復(fù)合材料壁板裝配中，不僅需要實(shí)現(xiàn)對(duì)超大尺寸弱剛性壁板的外形精確控制，同時(shí)還需嚴(yán)格控制壁板的受力和應(yīng)力水平，難度大、技術(shù)挑戰(zhàn)高，對(duì)裝配技術(shù)提出了新的和更高的要求。

以空客公司A320機(jī)翼翼盒（圖2[5]）的裝配為例說明飛機(jī)復(fù)合材料壁板裝配過程的特點(diǎn)。該翼盒由上蒙皮、下蒙皮、翼肋、前梁和后梁等部件構(gòu)成。在對(duì)該結(jié)構(gòu)進(jìn)行裝配時(shí)，首先通過工裝將部件定位到理論位置，然后制預(yù)連接孔，通過預(yù)連接緊固件將各部件臨時(shí)連接在一起。預(yù)連接過程中將減小各部件之間的間隙，如果間隙大小仍超出限制，會(huì)使用墊片。最后對(duì)各部件進(jìn)行鉚接，拆除臨時(shí)連接并在此處擴(kuò)孔，進(jìn)行鉚接。對(duì)肋15、肋20和前梁區(qū)域的研究表明[5]，在完成定位時(shí)僅有20%的測量點(diǎn)間隙值小于0.1 mm，約50%的測量點(diǎn)間隙值大于0.4 mm，遠(yuǎn)超出工程要求。該過程中面臨以下問題：實(shí)際生產(chǎn)中對(duì)于特定大小的間隙應(yīng)當(dāng)施加多大的臨時(shí)連接力并無科學(xué)合理的計(jì)算方法，大多仍以每300 mm不允許超過45 N的工程經(jīng)驗(yàn)作為工藝規(guī)范；對(duì)于預(yù)連接的點(diǎn)位、數(shù)量應(yīng)當(dāng)如何選取也同樣依賴于經(jīng)驗(yàn)；間隙和墊片幾何形狀依賴預(yù)裝配后進(jìn)行測量，難以預(yù)測；現(xiàn)有定位工裝形狀調(diào)控能力弱，依賴大量使用墊片，導(dǎo)致裝配效率低、周期長，且增加了機(jī)體的結(jié)構(gòu)重量。

圖2 空客A320機(jī)翼翼盒結(jié)構(gòu)[5]Fig.2 Wing structure of A320[5]

為解決這些問題，國內(nèi)外的飛機(jī)制造商和研究學(xué)者首先針對(duì)復(fù)材壁板裝配結(jié)構(gòu)提出了面向復(fù)材結(jié)構(gòu)容差控制的裝配仿真技術(shù)，以預(yù)測復(fù)材壁板裝配過程中的幾何變化、應(yīng)力大小和殘余間隙。同時(shí)對(duì)裝配工裝進(jìn)行了革新，區(qū)別于金屬構(gòu)件裝配的剛性工裝，提出了同時(shí)具備外形調(diào)控能力的新型工裝，并發(fā)展了形狀調(diào)控工藝方法。最后對(duì)復(fù)材構(gòu)件裝配過程中裝配變形和裝配應(yīng)力對(duì)裝配結(jié)構(gòu)服役性能的影響和作用機(jī)理展開了分析和研究，以指導(dǎo)裝配過程和制定工藝規(guī)范。通過上述3種主要途徑，可顯著提高復(fù)合材料壁板的裝配質(zhì)量，有效控制裝配變形和裝配力水平，保證了新一代飛機(jī)復(fù)材機(jī)體結(jié)構(gòu)的服役可靠性。

1 面向復(fù)材結(jié)構(gòu)容差控制的 裝配仿真技術(shù)

制造過程中的任何偏差在最終的裝配過程中都會(huì)對(duì)裝配產(chǎn)品的質(zhì)量造成影響。因此如何保證產(chǎn)品符合幾何要求和裝配性能，一直以來都是產(chǎn)品設(shè)計(jì)、生產(chǎn)和裝配過程中的重要問題。傳統(tǒng)的金屬零件裝配一般通過公差鏈和基于容差分配的互換性方法加以解決。然而相較于傳統(tǒng)的金屬壁板，復(fù)合材料壁板制造偏差大、剛性弱，因此適用于金屬裝配結(jié)構(gòu)的尺寸鏈公差模型、偏差正態(tài)分布假設(shè)等不適用于復(fù)材壁板裝配。加之飛機(jī)零部件數(shù)量多，幾何形狀和接觸關(guān)系復(fù)雜，隨著裝配力的施加，在裝配過程中各部件之間的接觸條件不斷變化，導(dǎo)致復(fù)材壁板裝配變形和裝配應(yīng)力與其制造偏差呈現(xiàn)出復(fù)雜的非線性關(guān)系。復(fù)合材料在受載后發(fā)生屈服、損傷，引起材料力學(xué)本構(gòu)變化，更加劇了這種非線性關(guān)系。由于裝配應(yīng)力對(duì)飛機(jī)的服役性能又有著重要的影響，因此在傳統(tǒng)幾何尺寸控制基礎(chǔ)上，復(fù)材的容差分析還需兼顧裝配應(yīng)力水平。

澳大利亞科廷大學(xué)Dong等[6]提出了一種建立復(fù)合材料裝配偏差和裝配應(yīng)力分布的方法，針對(duì)復(fù)合材料“帽”型長桁與鋁合金蒙皮的裝配，利用響應(yīng)面法預(yù)測裝配變形和殘余應(yīng)力，利用回歸模型和蒙特卡洛方法建立了零件偏差和裝配殘余應(yīng)力之間的關(guān)系，并嵌入“Von Mises Stress”屈服評(píng)估準(zhǔn)則，評(píng)價(jià)了復(fù)材的損傷情況，如圖3所示。瑞典查爾姆斯理工大學(xué)S?derberg等[7]針對(duì)飛機(jī)復(fù)材翼盒的裝配問題，基于影響系數(shù)的蒙特卡羅法，利用有限元分析構(gòu)造了零件制造偏差、夾具定位偏差與裝配應(yīng)力之間的線性關(guān)系，并將這種線性關(guān)系構(gòu)造為線性矩陣。通過Tsai–Hill失效準(zhǔn)則對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷情況進(jìn)行評(píng)價(jià)，并以失效應(yīng)力的百分比表示，如圖4所示[7]。

圖3 復(fù)材長桁與鋁蒙皮裝配結(jié)構(gòu)及其裝配殘余應(yīng)力分析[6]Fig.3 Assembly of composite stringer and aluminium skin and its residual stress analysis[6]

圖4 復(fù)材翼盒Tsai–Hill失效指數(shù)分布[7]Fig.4 Tsai–Hill failure index distribution of composite rib[7]

瑞典查爾姆斯理工大學(xué)Jareteg等[8]研究了復(fù)合材料構(gòu)件中材料變化對(duì)幾何變化的影響。通過改變幾何參數(shù)和材料參數(shù)進(jìn)行變形仿真，分析上述參數(shù)對(duì)裝配結(jié)構(gòu)幾何變化的影響。對(duì)于復(fù)合材料，著重關(guān)注了包括纖維取向和各層厚度等參數(shù)，并通過蒙特卡羅法對(duì)裝配結(jié)果的變形影響進(jìn)行了評(píng)估，其結(jié)果如圖5所示[8]。

圖5 復(fù)合材料參數(shù)變化對(duì)裝配體集合偏差的影響[8]Fig.5 Effect of changes in composite material parameters on geometric deviation of assembly[8]

巴黎薩克雷大學(xué)和空客公司合作開發(fā)了一款軟件——ANATOLEFLEX，能夠適用于復(fù)材裝配結(jié)構(gòu)容差分配，如圖6所示[9]。該軟件可以根據(jù)定義在CAD軟件中的模型、接觸、運(yùn)動(dòng)副和裝配順序等條件，自動(dòng)生成有限元網(wǎng)格和模型，并對(duì)裝配結(jié)果進(jìn)行計(jì)算和分析。相對(duì)于傳統(tǒng)的仿真方法，該軟件通過導(dǎo)入每個(gè)零件獨(dú)特的幾何偏差信息，將每個(gè)部件的幾何形狀變化都納入到了考慮范圍內(nèi)。在設(shè)計(jì)階段，該軟件允許通過統(tǒng)計(jì)結(jié)果和歷史數(shù)據(jù)確定偏差的分布情況，并通過蒙特卡洛法確定裝配結(jié)果的偏差分布。而在生產(chǎn)階段，則使用實(shí)際測量的幾何偏差作為仿真的輸入。

圖6 ANATOLE軟件工作原理[9]Fig.6 Schematic of ANATOLE[9]

圣彼得堡國立理工大學(xué)和空客公司針對(duì)A350復(fù)材機(jī)翼–機(jī)身對(duì)接過程開發(fā)了一款仿真工具ASRP[10–12]。該軟件可以應(yīng)用于以下3個(gè)方面：優(yōu)化預(yù)連接緊固元件的位置，在給定緊固件數(shù)量的條件下最小化剩余間隙；結(jié)合使用二次規(guī)劃方法和有限元方法，開發(fā)了一種新的計(jì)算接觸非線性問題的方法，以評(píng)估由裝配引起的應(yīng)力，極大地減少了有限元模型計(jì)算的時(shí)間；預(yù)測墊片形狀?；诖烁倪M(jìn)的分析仿真方法，可以將優(yōu)化過程減少至數(shù)分鐘內(nèi)，且計(jì)算精度與ANSYS和ABAQUS等有限元分析軟件計(jì)算結(jié)果相當(dāng)。經(jīng)過優(yōu)化，可以保證在安裝臨時(shí)緊固件后91%的測量點(diǎn)間隙小于0.1 mm，滿足工程要求。待裝配結(jié)構(gòu)和優(yōu)化結(jié)果如圖7所示[12]。

圖7 A350復(fù)材機(jī)翼–機(jī)身對(duì)接結(jié)構(gòu)及優(yōu)化結(jié)果[12]Fig.7 Parts of A350 wing-to-fuselage joint structure and optimization results[12]

卡西諾和南拉齊奧大學(xué)Polini等[13]針對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件整個(gè)生命周期的幾何偏差管理問題開發(fā)了一種基于數(shù)字孿生的工具。通過傳感器對(duì)零件制造過程的在線監(jiān)控大數(shù)據(jù)被采集，并隨著裝配過程流動(dòng)到產(chǎn)品的裝配偏差中，該過程如圖8所示[13]。在裝配階段，如固定裝置的壓力、粘接量、裝配順序、零件裝配時(shí)的幾何形狀和零件裝配時(shí)的位置等裝配參數(shù)，也通過傳感器實(shí)時(shí)更新到裝配產(chǎn)品的幾何偏差中，以此建立更準(zhǔn)確的仿真模型，預(yù)測裝配完成后的產(chǎn)品，并對(duì)制造和裝配過程進(jìn)行指導(dǎo)和修正。

圖8 復(fù)合材料生產(chǎn)過程數(shù)字孿生技術(shù)物理和虛擬空間[13]Fig.8 Composite production processes in physical and virtual spaces used digital twins technology[13]

綜上所述，對(duì)于復(fù)合材料壁板裝配結(jié)構(gòu)的容差控制，需要開發(fā)專用容差仿真分析工具。首先需要將結(jié)構(gòu)裝配應(yīng)力與關(guān)鍵特征幾何尺寸一起作為評(píng)價(jià)目標(biāo)。為此，需要在容差仿真分析工具中，嵌入科學(xué)合理的應(yīng)力水平評(píng)價(jià)方法。在此基礎(chǔ)上，需要考慮復(fù)合材料零件的制造過程偏差，將制造過程的尺寸和應(yīng)力偏差傳遞過程融入到裝配尺寸和應(yīng)力偏差傳遞過程中。同時(shí)，基于海量歷史測量數(shù)據(jù)或高精度制造工藝仿真，建立更接近實(shí)際情況的零件幾何偏差分布模型。

2 飛機(jī)復(fù)合材料壁板裝配 變形在線調(diào)控技術(shù)

復(fù)合材料零件成型的尺寸波動(dòng)大、幾何一致性差、偏差的隨機(jī)性強(qiáng)，每個(gè)零件之間的差異性較大，在裝配過程中常出現(xiàn)間隙和干涉，嚴(yán)重影響飛機(jī)的服役性能。目前主要的解決方法是使用墊片進(jìn)行補(bǔ)償，但此方法成本高、周期長，并且向飛機(jī)結(jié)構(gòu)中添加了非必要的負(fù)重。國外制造商和學(xué)者利用復(fù)材壁板的柔性，通過具備調(diào)型能力的柔性工裝施加合適的外力，在壁板不發(fā)生損傷的限度內(nèi)，令復(fù)材發(fā)生適當(dāng)變形，實(shí)現(xiàn)復(fù)材外形偏差的快速精確調(diào)控。

德國飛機(jī)和技術(shù)系統(tǒng)研究與開發(fā)中心Mbarek等[14]開發(fā)出一種模塊化、可重構(gòu)和通用的柔性裝配系統(tǒng)，用于空客A350XWB機(jī)身的裝配，如圖9所示[14–15]。其由3部分構(gòu)成，用于精確識(shí)別飛機(jī)部件位置和方向的大型測量系統(tǒng)、用于夾持飛機(jī)構(gòu)件的工裝和控制系統(tǒng)。利用該工裝三自由度的運(yùn)動(dòng)能力，通過改變對(duì)壁板的夾持點(diǎn)位置，可以調(diào)整壁板的外形，并采用三向力監(jiān)測裝配力，避免復(fù)材壁板的損傷。在A350 XWB項(xiàng)目的性能評(píng)估測試中，對(duì)于近20 m×6 m的大型復(fù)材壁板，絕對(duì)定位精度可達(dá)±0.1 mm，重復(fù)定位精度可達(dá)±0.05 mm。

圖9 A350XWB中后機(jī)身裝配柔性工裝Fig.9 Flexible automated assembly systems for A350XWB mid-rear fuselage

德國弗勞恩霍夫研究院和漢堡工業(yè)大學(xué)Ramirez等[15]面向超大尺寸復(fù)材壁板的調(diào)姿、控形工作，合作開發(fā)了一種新型模塊化夾持單元，以及配套的智能工裝系統(tǒng)，如圖10所示。夾持單元為安裝在點(diǎn)陣六足并聯(lián)機(jī)器人末端的、能夠貼合壁板曲率的真空吸盤，以實(shí)現(xiàn)機(jī)身壁板的穩(wěn)定吸附與夾持，并基于機(jī)器人整體協(xié)動(dòng)實(shí)現(xiàn)定位、調(diào)姿，以及壁板外形偏差的調(diào)整。智能工裝系統(tǒng)則實(shí)現(xiàn)了固定夾具的自動(dòng)過程，包括機(jī)器測量、接觸點(diǎn)調(diào)整、六維位置調(diào)整和形狀調(diào)整。相比于傳統(tǒng)三坐標(biāo)式定位器，調(diào)型能力和裝配力感知控制能力更強(qiáng)。通過測量裝置的校準(zhǔn)和迭代，該工裝的定位精度可達(dá)±60 μm。

圖10 復(fù)材壁板柔性夾持工裝[15]Fig.10 Flexible assembly systems for CFRP-structures[15]

亞琛工業(yè)大學(xué)Müller等[16]依靠簡化的運(yùn)動(dòng)學(xué)設(shè)計(jì)，通過驅(qū)動(dòng)由關(guān)節(jié)連接的多個(gè)操縱桿模擬并聯(lián)機(jī)器人移動(dòng)平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)夾持目標(biāo)的位姿和外形調(diào)整，如圖11所示。這套工裝的簡化運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，使單個(gè)操作模塊可以輕松實(shí)現(xiàn)工作范圍內(nèi)的精準(zhǔn)定位，從而準(zhǔn)確、經(jīng)濟(jì)地實(shí)現(xiàn)機(jī)身筒段的調(diào)姿定位以及壁板的外形調(diào)整工作。

圖11 基于簡化并聯(lián)機(jī)器人的可重構(gòu)柔性裝配工裝[16]Fig.11 Flexible assembly system based on individual robots simplified in design[16]

波音公司和佐治亞理工學(xué)院聯(lián)合開發(fā)了一種針對(duì)復(fù)合材料機(jī)身筒段對(duì)接調(diào)型的工藝方法，如圖12所示，以解決飛機(jī)機(jī)身對(duì)接過程中階差過大的問題[17–21]。首先根據(jù)復(fù)材零件的工裝參數(shù)（如執(zhí)行器的數(shù)量、位置和最大力）、材料參數(shù)和尺寸參數(shù)，建立了一個(gè)有限元分析平臺(tái)，模擬復(fù)材零件在各種外力作用下的尺寸變化。在這些數(shù)據(jù)集的基礎(chǔ)上，開發(fā)了一種考慮4種不確定性（執(zhí)行器不確定性、零件不確定性、建模不確定性和非量化不確定性）的替代模型，并將考慮不確定性的疊加模型嵌入到控制算法中，以進(jìn)行多變量優(yōu)化。該工裝和方法可以完成對(duì)接階差大于7 mm的復(fù)材機(jī)身對(duì)接，且調(diào)型過程中最大Mises應(yīng)力≤20 MPa，失效指數(shù)0.19（失效指數(shù)的閾值為1）。

圖12 波音公司針對(duì)復(fù)材機(jī)身對(duì)接的調(diào)型方法[17]Fig.12 Composite fuselage shape control method used by Boeing[17]

南京航空航天大學(xué)安魯陵等[22–23]針對(duì)飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配時(shí)出現(xiàn)間隙的問題，通過一個(gè)自由度壓緊器對(duì)蒙皮進(jìn)行壓緊，并使用遺傳算法結(jié)合有限元仿真的方法，對(duì)壓緊力的大小和布局進(jìn)行了優(yōu)化，壓緊機(jī)構(gòu)和翼盒有限元模型如圖13所示。通過構(gòu)建基于內(nèi)聚力單元的有限元模型，評(píng)估裝配時(shí)壓緊力對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷情況，在不產(chǎn)生損傷的情況下，以間隙消除情況為優(yōu)化目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)裝配工藝的多目標(biāo)優(yōu)化。

圖13 翼盒壓緊工裝和有限元模型[22]Fig.13 Pressing mechanism and FE model of wing box[22]

本團(tuán)隊(duì)研制了基于六自由度并聯(lián)機(jī)構(gòu)全主動(dòng)驅(qū)動(dòng)的復(fù)材壁板裝配工裝，并在主機(jī)廠開展了大尺寸復(fù)材機(jī)身壁板的裝配調(diào)姿和形狀控制試驗(yàn)，試驗(yàn)工裝及試驗(yàn)壁板如圖14所示。機(jī)器人安裝于Stewart平臺(tái)，可以實(shí)現(xiàn)6個(gè)自由度的主動(dòng)驅(qū)動(dòng)，對(duì)壁板局部位姿有非常強(qiáng)的調(diào)型能力。系統(tǒng)通過激光跟蹤儀搭建測量系統(tǒng)，配合靶球精確測量空間點(diǎn)的三維坐標(biāo)，并布置多個(gè)ERS以搭建測量場，從而獲取工裝和壁板的位姿。通過有限元方法，將壁板的姿態(tài)和位置作為輸入，計(jì)算工裝的六向驅(qū)動(dòng)量，開發(fā)了基于多機(jī)器人協(xié)同的壁板裝配外形調(diào)控量與壁板所受六向力變化量的預(yù)測模型，實(shí)現(xiàn)壁板的自動(dòng)調(diào)姿和自動(dòng)調(diào)型。以3 m×2 m典型復(fù)材機(jī)身壁板為試驗(yàn)對(duì)象，驗(yàn)證該工裝調(diào)姿和校形性能。試驗(yàn)表明，該工裝調(diào)姿精度優(yōu)于±0.08 mm；校形后壁板各形狀控制點(diǎn)單向位置偏差明顯減小，基本已收斂到±（0.6~0.8） mm的精度范圍內(nèi)；各定位器末端單向裝配力的絕對(duì)值不超過80 N，單向裝配力矩的絕對(duì)值不超過25 N·m，滿足工藝要求。

圖14 六自由度并聯(lián)全主動(dòng)驅(qū)動(dòng)的復(fù)材壁板裝配工裝Fig.14 Flexible assembly system based on six-degree-freedom parallel mechanism

綜上所述，目前國內(nèi)外在大尺寸弱剛性件裝配變形控制技術(shù)的研究上已經(jīng)初步取得了系統(tǒng)的研究成果。針對(duì)大尺寸弱剛性件裝配變形的控制技術(shù)已經(jīng)形成了工裝單元和工藝算法相結(jié)合，以調(diào)型能力強(qiáng)的柔性工裝驅(qū)動(dòng)單元為基礎(chǔ)，以綜合考慮零件自身特點(diǎn)、外部載荷、外形準(zhǔn)確度等影響因素的相關(guān)控制策略為手段的裝配外形控制方法。但飛機(jī)幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，存在各式各樣的壁板，需要針對(duì)不同部位、不同裝配層級(jí)，研制通用性更強(qiáng)、靈活度更高、成本更低的調(diào)型工裝。在此基礎(chǔ)上，融入多元傳感檢測手段，結(jié)合基于人工智能的工藝調(diào)控算法，讓復(fù)材壁板裝配工裝具備自主學(xué)習(xí)、自主工藝優(yōu)化的能力，實(shí)現(xiàn)復(fù)材裝配變形控制的智能化。

3 復(fù)材壁板裝配變形對(duì)服役 性能影響研究

由于外形制造誤差和工裝定位誤差等因素，在飛機(jī)裝配中，構(gòu)件與構(gòu)件之間、構(gòu)件與工裝之間的配合面易出現(xiàn)裝配協(xié)調(diào)偏差問題，如配合間隙。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在強(qiáng)迫裝配下受力變形可減少裝配偏差，但同時(shí)在其內(nèi)部會(huì)產(chǎn)生裝配應(yīng)力，應(yīng)力過大會(huì)直接造成復(fù)材損傷，未發(fā)生損傷但殘余應(yīng)力過大則會(huì)削弱復(fù)材構(gòu)件的服役性能，降低復(fù)材構(gòu)件的強(qiáng)度極限，尤其是疲勞強(qiáng)度極限。為揭示裝配變形對(duì)復(fù)材結(jié)構(gòu)服役性能的影響機(jī)理，國內(nèi)外學(xué)者通過設(shè)計(jì)元件級(jí)、組件級(jí)、部件級(jí)積木式試驗(yàn)，分析和驗(yàn)證了復(fù)合材料裝配結(jié)構(gòu)強(qiáng)迫裝配對(duì)裝配應(yīng)力和強(qiáng)度極限的影響，為復(fù)材壁板裝配變形控制提供了關(guān)鍵基礎(chǔ)理論支撐。

國外飛機(jī)制造商明確規(guī)定了復(fù)材壁板強(qiáng)迫裝配變形的許用值[18]，但可能出于保密原因，具體數(shù)據(jù)并未公開。近年來，隨著復(fù)材在我國飛機(jī)中用量的提升，裝配變形導(dǎo)致的構(gòu)件損傷和結(jié)構(gòu)服役性能問題日益凸顯，國內(nèi)主機(jī)制造商和相關(guān)學(xué)者已開展強(qiáng)迫裝配對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)服役性能的影響研究。

張桂書[24]針對(duì)典型復(fù)合材料機(jī)翼翼盒結(jié)構(gòu)的裝配協(xié)調(diào)偏差問題，通過對(duì)比翼盒實(shí)際數(shù)模與理論數(shù)模的外形偏差，建立單孔等效裝配間隙研究模型，利用數(shù)值分析和工藝試驗(yàn)研究了強(qiáng)迫裝配對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件裝配應(yīng)力的影響，發(fā)現(xiàn)強(qiáng)迫裝配會(huì)使構(gòu)件的間隙支點(diǎn)處和孔周區(qū)域產(chǎn)生較大應(yīng)力，且應(yīng)力值隨著間隙厚度的增大而增大；間隙厚度相同時(shí)，間隙邊緣處的裝配應(yīng)力隨著間隙跨距增大而減小。

岳烜德[25]以典型復(fù)合材料機(jī)翼翼盒為研究對(duì)象，通過結(jié)構(gòu)簡化抽象出等效雙固支裝配模型、單搭接拉伸模型（圖15（a）），并通過工藝試驗(yàn)與數(shù)值仿真，研究了強(qiáng)迫裝配對(duì)楔形間隙接頭裝配力學(xué)性能和拉伸力學(xué)性能的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)對(duì)于楔形裝配間隙構(gòu)件，強(qiáng)迫裝配后靠近間隙端的區(qū)域應(yīng)變較大，遠(yuǎn)離間隙端的區(qū)域由于貼合作用，應(yīng)變較小；接頭的承載能力隨著間隙厚度的增加而降低。

Yang等[26]基于彈簧質(zhì)量法建立了復(fù)合材料單搭接螺栓接頭剪切剛度預(yù)測模型（圖15（b）），研究了強(qiáng)迫裝配對(duì)復(fù)材接頭力學(xué)性能的影響，該模型的核心思想是利用等效間隙面積法將任意間隙形狀轉(zhuǎn)換為基本的圓環(huán)形狀，通過試驗(yàn)與仿真得出：間隙厚度和間隙半徑的增加都會(huì)使接頭的剪切剛度減小。

翟雨農(nóng)等[27]通過準(zhǔn)靜態(tài)承載試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，螺栓載荷與孔附近間隙的相互作用會(huì)顯著削弱單搭接沉頭復(fù)合材料螺栓接頭的承載剛度和強(qiáng)度。這是由于在螺栓擰緊過程中，孔略微凹陷，引起了較大的層間應(yīng)力。此外，殘余間隙使孔在剪切面上失去配合板的支撐，加劇了加載偏心，進(jìn)而影響接頭的承載能力。其模型如圖15（c）所示[27]。

圖15 復(fù)材壁板裝配變形等效研究模型Fig.15 Equivalent model of composite panel assembly deformation

復(fù)材壁板變形對(duì)結(jié)構(gòu)服役性能的影響已經(jīng)得到越來越多的關(guān)注。但飛機(jī)復(fù)材結(jié)構(gòu)的實(shí)際裝配工藝狀態(tài)復(fù)雜，需要針對(duì)各類工藝狀態(tài)提煉典型試驗(yàn)樣件。且隨著材料、幾何、服役受載的變化，裝配變形的影響機(jī)理均有不同，需要針對(duì)不同材料、鋪層、構(gòu)件幾何特征、制造工藝和服役受載狀況進(jìn)行分析研究，提出系統(tǒng)全面的試驗(yàn)測試方法和仿真分析理論，構(gòu)建飛機(jī)復(fù)材裝配服役性能可靠性理論體系。

4 結(jié)論

我國在飛機(jī)復(fù)合材料構(gòu)件制造裝配方面的理論研究基礎(chǔ)薄弱、工藝技術(shù)水平較低，缺乏對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配理論和方法的研究與應(yīng)用。國內(nèi)對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配方法的研究起步較晚，對(duì)于剛性較大的金屬結(jié)構(gòu)的裝配方法沿用較多，而對(duì)于大型薄壁結(jié)構(gòu)裝配缺乏成體系的理論和方法。這導(dǎo)致了在復(fù)合材料裝配中缺乏一致性的標(biāo)準(zhǔn)，而過度依賴工程經(jīng)驗(yàn)和國外的工藝規(guī)范，嚴(yán)重制約了復(fù)合材料在我國新一代飛機(jī)中的大量應(yīng)用。

在我國下一代飛機(jī)中，復(fù)合材料將大量應(yīng)用于機(jī)身部件，占機(jī)身總重量的比例也將大幅提高。立足于當(dāng)前國內(nèi)航空工業(yè)復(fù)合材料應(yīng)用現(xiàn)狀，開展飛機(jī)復(fù)合材料壁板裝配變形控制理論和方法的研究，對(duì)提升復(fù)合材料在我國新一代飛機(jī)中的應(yīng)用，推進(jìn)我國新一代飛機(jī)的研發(fā)有著重要的作用。