直升机底部复合材料壁板固化参数优化

赵云+李建伟+张少华

摘 要：复合材料被广泛应用于航空领域，大型整体成型技术是复合材料发展的方向和关键技术之一。从工艺层面入手，结合某型直升机底部壁板的实际制造问题，通过分析试验结果，优化了理论固化参数，达到了预定目标，大大降低了产品的报废率，节约了生产成本。

关键词：直升机；复合材料；固化参数；生产成本

中图分类号：V258 文献标识码：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2015.19.016

复合材料具有轻质、高强度和可设计性优越等性能，所以，它被广泛应用于航空、航天等高科技领域。整体成型技术是复合材料设计制造过程中的关键技术，是减少零件和紧固件数目，减轻结构质量，降低生产成本、装配成本的有效途径。而大量的复合材料也被广泛应用于直升机生产领域。随着复合材料制造工艺技术的提高，复合材料零件的设计也趋向大型化和整体化。底部壁板是复合材料大型化、整体化成型技术在直升机领域的典型应用。

1 直升机底部壁板特点

某型机尾梁采用的是泡沫加强筋多框板共固化复合材料零部件。底部壁板是尾梁中最大的部件之一，零件长约4 m，最宽处约1.8 m，零件质量约24 kg。

该零件使用的材料是国产5224树脂体系预浸料。在使用过程中，要按照工艺规范或材料标准，在130～140 ℃施加0.1～0.6 MPa的外压。但是，由于底部壁板尺寸超大，仅真空袋一次使用量就需要16 m2以上，所以，制作真空袋的难度很大，很难保证真空袋的制作质量，并且很多真空袋制作缺陷（砂眼、架桥等）在抽真空条件下是无法发现的，经常在130～140 ℃打压时出现真空袋破裂的情况，导致零件直接报废，进而造成巨大的经济损失。材料标准和工艺规范中规定的固化参数都是在理想情况下（标准试片和标准工装）测试、总结出来的。而底部壁板工装为20#钢，质量约为3.4 t，实际模具热容、热分布与理想情况相差甚远，导致按照材料标准和工艺规范规定的固化参数固化出来的零件质量达不到要求。因此，为了制造合格的底部壁板，必须优化打外压的温度和时间，规避真空袋制作过程中存在的缺陷，从而提高零件合格率。

2 底部壁板成型工艺

2.1 底部壁板结构形式

底部壁板是由蒙皮、加强筋和8个框板组成，如图1所示。蒙皮和框板为碳纤维预浸料，加强筋则由PMI泡沫和碳纤维预浸料组成。加强筋和框板将零件分隔成近100个独立的单元格，每个单元格相当于1个小的零件。制作真空袋时，必须很小心地处理每个单元格的拐角位置，因为只要有一处架桥，都可能导致整个零件报废，造成极大的经济损失。

2.2 成型工艺

加强筋芯材加工流程如图2所示。

3 技术关键及难点

3.1 打压点的选择

目前，军机大部分采用的是国产预浸料，由于国产预浸料使用的树脂黏度、凝胶点等不是十分稳定，所以，依照621所的材料规范，打压窗口只有5～10 ℃，难以控制——如果打压过早，就会导致零件贫胶；如果打压过晚，则会导致零件分层，而这两种情况都会直接导致零件报废。

3.2 真空袋制作

底部壁板的零件被框板和加强筋分隔成近100个独立的小区域，制作的真空袋必须保证无一处架桥。但是，因为零件比较大，通过人工检查很难发现问题，一旦遗漏就会使真空袋爆裂，使零件直接报废。

4 工艺（试验）方案优化

4.1 确定总体工艺方案

5224树脂为热固性树脂，在固化过程中，会释放热量，具体如图3所示。按照材料标准，推荐固化温度为（180±5） ℃，固化时间为120～150 min，加压点为140～145 ℃时，保温30～60 min。

从图3中可以看出，当温度为150 ℃后，反应热进入一个峰值，所以，在150 ℃之前保温30～60 min，减缓反应热的释放。这对避免树脂爆聚、提高树脂固化质量是非常必要的。但是，树脂的胶联固化反映是随时发生的，特别是在140～145 ℃保温30～60 min后，零件已经发生了部分固化，树脂流动性变差，这时打压很容易发生局部贫胶、缺胶，而且它是一个不可逆的过程，一旦发生真空袋爆裂，就会直接出现零件报废的情况。

参照国外的规范，大部分热压罐成型复合材料零件采用的打压点和保温点不是同一温度，绝大部分采用的是常温打压。常温打压的好处是真空袋爆裂后，可以终止固化过程，重新制作真空袋，减少零件报废造成的损失。但是，由于5224树脂体系预浸料工艺性能与国外预浸料相比稳定性较差，根据材料标准推荐的工艺参数可知，其存在一定的风险，因此，研究大型零件的固化工艺参数是十分必要的。

由于底部壁板零件的质量达25 kg，直接用于试验显然不合适。因此，标准试片采用不同的固化参数进行固化，然后测试标准试片的力学性能，最后根据测试结果分析、评估打压点对零件成型质量的影响，并总结制订底部壁板等大型复合材料的零件固化工艺参数。

4.2 工艺步骤

综上所述，总结试制工艺如下：①收集数控下料同一批次5224/CF3052。②用5224/CF3052边角料铺标准平板，尺寸为150 mm×200 mm，7层0°方向。③利用热压罐空闲进罐固化，分4组固化（A，B，C，D），每组三片（A1、A2、A3，B1…）。A组，加外压温度为常温，其他参数与零件一致，3个试片分别放在热压罐前中后3个位置；B组，加外压温度为70 ℃，其他参数与零件一致，3个试片分别放在热压罐前中后3个位置；C组，加外压温度为100 ℃，其他参数与零件一致，3个试片分别放在热压罐前中后3个位置；D组，加外压温度为130 ℃，其他参数与零件一致，3个试片分别放在热压罐前中后三个位置。④各个试片固化后，送理化测试层间剪切强度（有条件测孔隙率）。⑤统计各试片测试值。⑥分析总结。

5 验证试验

5.1 测试结果

制作完成的试片作理化强度测试，结果如表1所示。各组试片剪切强度曲线如图4所示。

5.2 测试数据分析

由测试结果可知：①打压点温度对试片的接切强度影响不大；②在100 ℃之前打压试片，剪切强度基本无变化；③在130 ℃以后打压，试片的剪切强度略有下降。

从测试数据结果分析来看，基本与实际零件生产的经验相符，所以，可以肯定这不是偶然。

从试验结果可以看出，打压点只能提前，不能推迟，特别是真空袋热压罐成型工艺零件固化打压点要尽量选取在树脂流动性比较好的时候，因此，国外预浸料采用常温打压是有道理的。所以，将底部壁板等大型复杂零件的固化工艺参数改为常温打压，为了避免升温过程中真空破裂的风险，有必要进行耐压测试。固化参数为：真空0.08～0.098 MPa，加外压0.3 MPa，保持10 min后卸压到0.15 MPa；以0.55～3 ℃/min的升温速率，先升温到130～135 ℃保持30 min，然后，继续升温到（180±5）℃，保温保压120～180 min，最后，以不大于4 ℃/min的降温速率降温到60 ℃以下卸压、出炉。

6 总结

目前，这项参数优化结果已经被成功应用于某系列型机尾梁壁板零件的生产中，而零件的报废率也由之前的20%降低到5%以下，大大降低了制造成本，为该系列型机批产任务的顺利完成提供了有力的保障，同时，也为其他大型复合材料成型技术提供了宝贵的实践经验。

参考文献

[1]庞杰，黄传勇.复合材料整体壁板固化变形控制方法研究[J].计算机仿真，2013（3）：119-123.

[2]任晓华.航空复合材料制造技术发展[J].航空科学技术，2010（4）：2-5.

[3]游军游，周富民，乔鹏.浅析复合材料在武装直升机上的应用[J].中国科技信息，2013（18）：138.

作者简介：赵云（1984—），男，安徽南陵人，硕士，工程师，主要从事航空装备质量监督方面的研究。

〔编辑：白洁〕

Optimization of Curing Parameters of Composite Panels in the Bottom of Helicopter

Zhao Yun， Li Jianwei， Zhang Shaohua

Abstract： Composite materials are widely used in the aviation field， and the large-scale integrated molding technology is one of the key technologies in the development of composite materials. In this paper， based on the process level， combined with the actual manufacturing problems of the bottom wall of a helicopter， through the analysis of the experimental results， the theory of curing parameters， to achieve a predetermined target， greatly reducing the products scrap rate， saving the cost of production. Key words： helicopter； compound material； curing parameter； production costs