大厚度復(fù)合材料翼梁成型技術(shù)改進(jìn)及質(zhì)量控制

周盼 房曉斌 劉向陽(yáng) 金子坤 袁建鋒

摘 要： ?隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)制造領(lǐng)域的蓬勃發(fā)展，新機(jī)型對(duì)復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)的剛度需求日益增加，飛機(jī)翼梁結(jié)構(gòu)厚度也隨之增大。大厚度的特點(diǎn)為零件的制造增加了難度。以一大厚度C型復(fù)合材料翼梁為研究對(duì)象，討論了大厚度C型梁結(jié)構(gòu)的研制難點(diǎn)，并對(duì)零件制造的關(guān)鍵控制點(diǎn)進(jìn)行了分析實(shí)驗(yàn)。對(duì)制造工藝參數(shù)進(jìn)行了迭代優(yōu)化，并以此為基礎(chǔ)成功研制了大厚度C型翼梁零件，研制的大尺寸大厚度復(fù)合材料C型梁內(nèi)部質(zhì)量、表面質(zhì)量、厚度公差及外形公差能夠很好地滿足設(shè)計(jì)要求，具有較高的科學(xué)意義與工程應(yīng)用價(jià)值。

關(guān)鍵詞： 大厚度；優(yōu)化；成型質(zhì)量

中圖分類號(hào)： TQ327.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼： A ?文章編號(hào)： 1001-5922（2023）07-0103-04

Technology improvement and quality control of large thickness composite bearing beam

ZHOU Pan，F(xiàn)ANG Xiaobin，LIU Xiangyang，JIN Zikun，YUAN Jianfeng

（AVIC Xi’an AIRCRAFT INGUSTRY GROUP COMPANY LTD，Xi’an 710089）

Abstract： With the vigorous development of aircraft design and manufacturing，the new aircraft have an increasing demand for the stiffness of the composite overall structure，and the thickness of the aircraft bearing beam structure has also increased.The characteristics of large thickness increases the complexity of production processes.In this paper，taking a large thickness C-type composite bearing beam as the research object，the difficulties of the production process were discussed，and the key control points of part manufacturing were analyzed and experimented.Then，the manufacturing process parameters were iteratively optimized，and on this basis，the large-thickness C-shaped fender parts were successfully developed.The internal quality，surface finish，thickness tolerance，and dimensional tolerance of the manufactured large thickness C-type bearing beam meet the design requirements effectively，which has high scientific significance and engineering application value.

Key words： large thickness;optimization;molding quality

纖維增強(qiáng)復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、比模量高、疲勞性能好、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天領(lǐng)域有著廣泛應(yīng)用。目前復(fù)合材料構(gòu)件在飛機(jī)上的應(yīng)用，已經(jīng)歷了從非承力構(gòu)件到次承力構(gòu)件再到主承力構(gòu)件的發(fā)展，而翼梁作為飛機(jī)機(jī)翼主要的縱向受力件，其結(jié)構(gòu)也逐漸從小尺寸、小厚度向大尺寸、大厚度方向發(fā)展。雖然零件尺寸、厚度的增大，對(duì)于結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度有很大提升，但相應(yīng)地給研制增加了巨大難度［1］。以長(zhǎng)度約為8 m，厚度最大為17.12 mm的復(fù)合材料C型梁為研究對(duì)象，從模具選擇、回彈角補(bǔ)償及厚度控制等方面對(duì)梁制造過(guò)程進(jìn)行了分析，研制的大尺寸大厚度復(fù)合材料翼梁內(nèi)部、表面質(zhì)量、厚度公差及外形公差能夠很好地滿足設(shè)計(jì)要求［2］；分析由于大尺寸、大厚度復(fù)合材料翼梁受力復(fù)雜，采用傳統(tǒng)手工方法制造易影響零件內(nèi)部質(zhì)量導(dǎo)致穩(wěn)定差等問(wèn)題，因此，采用自動(dòng)鋪帶+熱隔膜高質(zhì)量成型技術(shù)成功制造了厚度為16.5 mm的復(fù)合材料翼梁，證明數(shù)字化技術(shù)的應(yīng)用，對(duì)大尺寸、大厚度且厚度變化過(guò)渡復(fù)雜的復(fù)合材料零件的制造有較好的效果［3］。

本文以某型號(hào)大厚度復(fù)合材料C型翼梁為研究對(duì)象，從對(duì)工裝方案、回彈角補(bǔ)償及成型參數(shù)等的實(shí)驗(yàn)研究，分析零件成型過(guò)程中的技術(shù)難點(diǎn)，進(jìn)而不斷優(yōu)化制造方案，形成了一套較完整的大厚度復(fù)合材料翼梁制造方案，對(duì)大厚度C型梁的研制具有重要的參考價(jià)值和實(shí)際意義。

1 零件概述

翼梁試驗(yàn)件為C型結(jié)構(gòu)，長(zhǎng)度約為1 680 mm，腹板寬度約為360 mm，緣條最高約為95 mm，厚度分布為12.41～15.49 mm；中間薄兩側(cè)厚，翼梁試驗(yàn)件的上下表面各有1層玻璃布，緊挨玻璃布的是一層碳布，中間全為碳纖維單向帶材料，除此之外，為保證零件裝配公差，試驗(yàn)件緣條面外表面增加了10層玻璃布犧牲層，目的是數(shù)控銑切固化后的零件犧牲層，使得緣條外型面達(dá)到理論型面。制造零件所用的預(yù)浸料有3種，分別為碳纖維單向帶浸料：AC531/CCF800H；碳纖維織物預(yù)浸料：AC531/CF8611；玻璃纖維織物預(yù)浸料：AC531/EW110C，均為國(guó)產(chǎn)高性能復(fù)合材料［4-5］，上述3種材料都由中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司提供。

2 工藝方法及技術(shù)改進(jìn)

2.1 工藝方案

2.1.1 工裝方案

陽(yáng)模結(jié)構(gòu)制造的復(fù)合材料梁，R角區(qū)域的鋪貼能力好，所受固化壓力作用較大，樹脂流動(dòng)性強(qiáng)，能排除預(yù)浸料層內(nèi)及層間空氣和揮發(fā)分，易控制R角內(nèi)部質(zhì)量和纖維褶皺［6-7］，因此，復(fù)合材料翼梁制造采用陽(yáng)模鋪貼固化。

為控制C型梁固化變形產(chǎn)生的收口變形問(wèn)題［8-11］，對(duì)C型梁進(jìn)行修型補(bǔ)償。不同厚度區(qū)域補(bǔ)償一個(gè)修型角度，再對(duì)多個(gè)修型角度求其均值，進(jìn)而得到復(fù)合材料C型梁整體修型角度，其值為0.95°。

按照回彈角反向修型得到修型模型，以該模型內(nèi)表面為基準(zhǔn)，設(shè)計(jì)成型模工裝，材料為殷鋼；以該模型外表面為基準(zhǔn)，設(shè)計(jì)壓力墊成型模工裝，材料為普通鋼。

當(dāng)壓力墊模具材料使用普通鋼時(shí)，其與復(fù)合材料熱膨脹性能差異較大，熱膨脹的影響必須予以考慮，否則制造的壓力墊尺寸會(huì)隨模具的膨脹而偏大，導(dǎo)致壓力墊與預(yù)制體匹配性差，影響零件內(nèi)部及表面質(zhì)量。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式及試驗(yàn)驗(yàn)證，以產(chǎn)品質(zhì)心為幾何中心，將模具按熱膨脹補(bǔ)償系數(shù)縮比。以縮比后的尺寸進(jìn)行模具制造，固化時(shí)，模具尺寸按補(bǔ)償系數(shù)增大，可近似與產(chǎn)品尺寸一致。

2.1.2 成型參數(shù)方案

根據(jù)文件要求，零件固化參數(shù)為180 ℃ 高溫、0.65 MPa下保溫180～210 min。

2.2 技術(shù)改進(jìn)

采用上述工藝方法制造的零件質(zhì)量［12］存在較大問(wèn)題，分別為 R 區(qū)褶皺［13］、分層和孔隙密集［14-15］。

2.2.1 ??R 區(qū)褶皺

試驗(yàn)件固化后，觀察零件表面質(zhì)量，發(fā)現(xiàn)零件 R 區(qū)存在明顯可見(jiàn)的褶皺現(xiàn)象，如圖1所示。

2.2.2 分層

通過(guò)打磨拋光［16-18］，在50倍顯微鏡下對(duì)斷面進(jìn)行觀察，發(fā)現(xiàn)了目視可見(jiàn)的分層缺陷，如圖2所示。該缺陷在從靠袋面起始31～33層之間，從層間樹脂區(qū)域開(kāi)始，穿過(guò)層內(nèi)纖維擴(kuò)展，橫跨4層單向帶，是明顯的分層缺陷，整體長(zhǎng)度約20 mm，寬度0.03 mm。

2.2.3 孔隙密集

通過(guò)打磨拋光，在5倍顯微鏡下對(duì)斷面進(jìn)行觀察，發(fā)現(xiàn)目視可見(jiàn)的孔隙密集缺陷，如圖3所示。該缺陷從外R處起始約36～46鋪層中有多個(gè)尺寸不一的層間孔隙，長(zhǎng)度最大約為384 μm。

3 原因分析及解決方案

3.1 固化分析

零件在熱壓罐固化過(guò)程中承受法向方向上的罐壓，其值為0.65 MPa。 隨著零件厚度逐漸增大，0.65 MPa的罐壓無(wú)法完全排除層內(nèi)及層間空氣，R區(qū)纖維易積聚，導(dǎo)致空腔、纖維褶皺產(chǎn)生，最終形成孔隙密集及褶皺缺陷；而孔隙缺陷越密集、數(shù)量越多，越易演變?yōu)榉謱尤毕荨?/p>

3.2 解決方案

3.2.1 改變模具形式

復(fù)合材料C型翼梁成型選用陽(yáng)模工裝。對(duì)于陽(yáng)模工裝，存在2種結(jié)構(gòu)形式，“∩”結(jié)構(gòu)和“幾”結(jié)構(gòu)。針對(duì)“∩”結(jié)構(gòu)形式，預(yù)成型體僅存在熱壓罐提供的固化壓力，可將其進(jìn)行壓實(shí)；而對(duì)于“幾”結(jié)構(gòu)形式，內(nèi)R增加了額外的下拉力，將上下R角多余的鋪層長(zhǎng)度進(jìn)行了抵消，更有利于對(duì)預(yù)成型體的壓實(shí)，較好地解決了R區(qū)纖維褶皺，消除了風(fēng)險(xiǎn)。

3.2.2 預(yù)壓實(shí)參數(shù)優(yōu)化

試驗(yàn)件厚度越薄，冷抽壓實(shí)及固化壓力足以將層內(nèi)及層間空氣排除干凈。然而，對(duì)于厚度較大的零件，冷抽壓實(shí)壓力過(guò)小，不足以完全排除層內(nèi)和層間空氣，因此，需采用熱壓罐對(duì)零件進(jìn)行高壓預(yù)壓實(shí)，排除預(yù)制體多余空氣，抑制孔隙密集。

3.2.3 固化參數(shù)優(yōu)化

復(fù)合材料C型梁試驗(yàn)件在固化過(guò)程中，隨著溫度升高，樹脂發(fā)生熔融，加壓點(diǎn)時(shí)機(jī)的選擇和溫度的匹配性，影響樹脂在預(yù)成型體中的流動(dòng)性，過(guò)早或過(guò)晚都會(huì)導(dǎo)致空氣和揮發(fā)份排除不徹底，導(dǎo)致層間孔隙率加大；大壓力更能加快空氣和揮發(fā)份的排除，因此，加壓點(diǎn)和壓力值的選擇決定了復(fù)材零件的孔隙率。

3.2.4 壓力墊結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)

為保證復(fù)合材料梁R角無(wú)損質(zhì)量，梁外表面使用壓力墊保證壓力向內(nèi)傳遞，防止孔隙分層等內(nèi)部缺陷，同時(shí)可確保外表面型面流線及表面平整。壓力墊結(jié)構(gòu)為軟模壓力墊，主要有AIRPAD和碳纖維織物組成。AIRPAD存在隨型且軟質(zhì)特征，將其設(shè)置為與梁直接接觸的一層，保證型面流線的準(zhǔn)確性；碳纖維織物剛性較強(qiáng)，存在良好的傳壓特性，可完全排除層內(nèi)和層間空氣，控制內(nèi)部質(zhì)量［19］。

4 成型質(zhì)量控制

4.1 表面質(zhì)量

根據(jù)上述因素的控制，制造的復(fù)合材料翼梁表面光滑平整，無(wú)凹凸不平，表面纖維被樹脂均勻覆蓋，R區(qū)纖維光滑過(guò)渡，外形規(guī)則，無(wú)纖維褶皺現(xiàn)象，具體如圖4所示。

4.2 內(nèi)部質(zhì)量

使用便攜式超聲檢測(cè)儀對(duì)復(fù)合材料C型翼梁進(jìn)行無(wú)損檢測(cè)。根據(jù)波峰變化情況判斷缺陷類型，即分層或孔隙密集；根據(jù)波峰位置判斷缺陷位置；根據(jù)波峰變化范圍判斷缺陷大小;檢測(cè)結(jié)果如圖5所示。本試驗(yàn)件無(wú)損檢測(cè)波峰正常，未見(jiàn)超標(biāo)缺陷，滿足復(fù)合材料試驗(yàn)件制造技術(shù)要求。

4.3 厚度分析

采用磁力測(cè)厚儀測(cè)量零件厚度。由于翼梁緣條增加了犧牲層，因此翼梁緣條理論厚度應(yīng)加上10層犧牲層厚度，即1 mm。測(cè)量試驗(yàn)件緣條厚度，偏差結(jié)果如圖6所示。

（1）圖6（a）中試驗(yàn)件理論厚度為16.5 mm，測(cè)量結(jié)果表明，實(shí)測(cè)值偏差在0.606%～3.272%，符合厚度公差（±5%）要求。

（2）圖6（b）中試驗(yàn)件理論厚度為13.41 mm，測(cè)量結(jié)果表明，實(shí)測(cè)值偏差在-2.760%～2.685%，符合厚度公差（±5%）要求。

4.4 回彈角分析

4.4.1 緣條開(kāi)口尺寸驗(yàn)證

對(duì)復(fù)合材料翼梁兩端頭及不同肋位處的緣條開(kāi)口尺寸進(jìn)行了測(cè)量以進(jìn)行零件固化回彈角的評(píng)估。將實(shí)測(cè)緣條開(kāi)口尺寸與理論尺寸差值的一半稱為單側(cè)偏差實(shí)測(cè)值，3件試驗(yàn)件的單側(cè)偏差實(shí)測(cè)值如圖7所示。

從圖7可以看出，3件試驗(yàn)件內(nèi)型面公差為±0.3 mm。

4.4.2 零件內(nèi)型面測(cè)量驗(yàn)證

對(duì)試驗(yàn)件采用數(shù)字化設(shè)備進(jìn)行內(nèi)型面測(cè)量，結(jié)構(gòu)如圖8所示。

從圖8測(cè)量結(jié)果可知，型面合格率為93.9 %，實(shí)測(cè)精度范圍為-0.27～0.20 mm。

根據(jù)以上緣條開(kāi)口尺寸及內(nèi)型面測(cè)量驗(yàn)證，可證明回彈角修型的準(zhǔn)確性及合理性。

5 結(jié)語(yǔ)

（1）提出“幾”字型陽(yáng)模成型結(jié)構(gòu)，優(yōu)化預(yù)壓實(shí)、固化及壓力墊成型參數(shù)，零件內(nèi)部及表面質(zhì)量控制良好。需采用熱壓罐對(duì)零件進(jìn)行高壓預(yù)壓實(shí)，排除預(yù)制體多余空氣，抑制孔隙密集；

（2）零件厚度實(shí)測(cè)值滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，證明控厚措施成效顯著。復(fù)合材料C型梁內(nèi)部質(zhì)量、表面質(zhì)量、厚度公差及外形公差能夠很好地滿足設(shè)計(jì)要求；

（3）采用的模具預(yù)設(shè)回彈角和數(shù)控加工凸緣表層犧牲層的方法，有效控制了凸緣精度。

【參考文獻(xiàn)】

[1] ?楊博，陳永清，曹正華.大厚度碳纖維復(fù)合材料層壓板的試制[J].航空制造技術(shù)，2009（S1）：73-74.

[2] 王菲，楊博，陳永清，等.大尺寸復(fù)合材料翼梁的研制[J].航空制造技術(shù)，2015（S1）：55-60.

[3] 李林.大尺寸復(fù)合材料翼梁數(shù)字化設(shè)計(jì)/制造技術(shù)[J].航空制造技術(shù)，2019 ，62（4）：39-46.

[4] ?HUI X，XU Y，ZHANG W.An integrated modeling of the curing process and transverse tensile damage of unidirectional CFRP composites[J].Compos Struct，2021：263（5）：113-681.

[5] 包建文，鐘翔嶼，張代軍，等.國(guó)產(chǎn)高強(qiáng)中模碳纖維及其增強(qiáng)高韌性樹脂基復(fù)合材料研究進(jìn)展[J].材料工程，2020，48（8）：33-48.

[6] WUCHER B，LANI F，PARDOEN T.Tooling geometry optimization for compensation of cure-induced distortions of a curved carbon/epoxy C-spar[J].Composites Part A，2014；56：27-35.

[7] 房曉斌，郭俊剛，王宏博等.淺談復(fù)合材料C型梁的制造工藝[J].粘接，2019，40（1）：50-53.

[8] 王浩軍，黃雪萌，房曉斌等.復(fù)合材料C型梁類零件變形控制工藝方法的研究[J].橡塑技術(shù)與裝備，2018，44（22）：34-37.

[9] 肖光明，金子坤，房曉斌，等.大厚度碳纖維復(fù)合材料C型梁制造工藝創(chuàng)新比較[J].粘接，2023，50（5）：52-56.

[10] ?LI J，YAO X，LIU Y，et al.Curing deformation analysis for the composite T-shaped integrated structures[J].Applied composite materials，2008，15（6）：207-225.

[11] 張紀(jì)奎，酈正能，關(guān)志東.復(fù)合材料層合板固化壓實(shí)過(guò)程有限元數(shù)值模擬及影響因素分析[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2007，24（2）：125-130.

[12] 房曉斌，郭俊剛，艾明，等.某型機(jī)復(fù)合材料C型外翼后梁研制[J].粘接，2018，39（12） ：72-77 .

[13] 王松，房曉斌，艾明.復(fù)合材料J型梁R區(qū)皺褶的消除[J].粘接，2019，40（3）：55-57.

[14] 王雪明，謝富原，李敏等.熱壓罐成型復(fù)合材料復(fù)雜結(jié)構(gòu)對(duì)制造缺陷的影響規(guī)律[J].航空學(xué)報(bào)，2009，30（4）：757-762.

[15] XIE F，WANG X，LI M，et al.Statistical study of delamination area distribution in composite components fabricated by autoclave process[J].Applied Composite Materials，2009，16（5）：285-295.

[16] 袁戰(zhàn)偉，王春偉，張曉峰，等.基于金相組織的SiCp/Al復(fù)合材料變形損傷模擬研究[J].熱加工工藝，2017，46（12）：134-137.

[17] 梁天仁.環(huán)氧樹脂在金相和巖相檢驗(yàn)中的應(yīng)用[J].粘接，1983，4（1）：31-32.

[18] 侯彩云，常麗萍，張榮秀，等.復(fù)合材料金相試驗(yàn)方法研究[J].兵器材料科學(xué)與工程，2002（5）：60-63.

[19] 劉立彬.復(fù)合材料組合件脫粘缺陷分析及消除[J].粘接，2019，40（5）：111-113.