全复材通用飞机机体结构制造技术研究

徐辉，谈腾，陈昊，沈涛

（中电科芜湖钻石飞机制造有限公司，安徽 芜湖 241000）

0 引言

近些年来，无论在军用还是民用航空领域，复合材料因其强度高、抗疲劳、维护少、质量轻等优良性能而得到越来越广泛的应用，受到越来越多飞机制造商的青睐。如波音787复合材料用量已经达到了50%，空客A350复合材料用量达到了53%。而对于通用飞机而言，因其机体尺寸小、结构简单、零部件数量少等因素，更是出现了一些全复合材料机型，如西锐SR22、钻石DA40等[1]。对全复合材料制造工艺进行全方位研究显得尤为必要。本文主要对某型全复合材料通用飞机机体制造工艺进行较为全面的研究和探讨。

1 整体结构及材料

1.1 整体结构

某型全复合材料通用飞机整体结构由垂尾融合式机身、左（右）外翼、中央翼、水平尾翼五大主要部件构成[2],如图1所示。其中机身为硬壳式结构，机身蒙皮承受主要载荷，为泡沫夹层结构。中央翼、左（右）外翼、水平尾翼均为半硬壳式结构，由横向的翼梁、纵向的翼肋及蒙皮共同传力。整机大约由300余种独立的复合材料零部件组成。这些部件之间的连接方式大量采用胶接，如机身由左右两片蒙皮分别固化后，与内部隔框共同进行二次胶接，机翼、中央翼、尾翼也是由上下两片蒙皮分别固化后，再与横向的梁、纵向的肋胶接成形。但也有一部分关键部位如机身-中央翼、中央翼-外翼、机身-水平尾翼等，采用了机械连接。

图1 某型全复材通用飞机整体结构

1.2 原材料

机身、机翼、中央翼蒙皮、翼梁、发动机吊装墙体等主承力件采用碳纤维，内部肋和隔框多采用玻璃纤维，泡沫芯材使用PVC泡沫。基体材料使用低温固化型环氧树脂，增强材料主要采用3K碳纤维织物和玻璃纤维织物，机体最外层玻璃纤维表面层和防雷功能的铝碳纤维。在复材结构需要机械连接部位，如螺栓孔处，均预埋有碳纤维或玻璃纤维嵌板。

2 工艺方案

2.1 成形工艺

为了降低成本、提高效率，同时还要确保制件满足设计要求的性能，在选择工艺成形方法和工艺细节方面就要综合考虑，在成本、效率、性能、质量等多重因素间进行权衡，最终给出一个较为合理的工艺方案。在此考虑之下，最终选择使用湿法手糊成形工艺为主（如图2），并采用浸胶机对各类织物进行预浸渍，然后根据各工位需要进行裁剪下料（如图3）。这种方式相比于传统手刷浸渍，树脂浸润更均匀，制件质量更好。相比于昂贵的干法预浸料而言，更是节省了材料成本和低温仓储成本，是一种“即浸即用”的高效率、低成本的工艺手段。

图2 湿法手糊铺层

图3 浸胶机下料

而针对壁厚较厚、泡沫夹层结构、预埋嵌板、预埋金属防雷片结构的制件，为了保证不同材质间的黏合效果，在铺层结束后使用低压真空袋进行固化成形（如图4）。低压真空袋成形相比于其他压力成形工艺（如真空导入成形），操作简单，专用设备投入少，特别适用于对成本和质量均有所要求的小型通用飞机生产。当然，对于孔隙率要求更严格、产品质量要求更高的一些关重件，特别是中央翼梁、外翼梁盒，考虑采用低温固化的压力罐工艺。同样考虑成本因素，可以根据产品尺寸定制专用的小型压力罐。固化方式采用中低温固化房进行台阶式固化。

图4 真空袋成形示意图

除了上述工艺对应的设备，投入较大的就是工模具。湿法手糊和真空袋成形工艺都只需半模成形，仅用一个阴模或阳模，就可以得到形状复杂、质量较好的制件，也能制造泡沫夹层结构件。一般来说，模具材质有木模、金属、石膏、水泥、碳纤维、玻璃纤维、石蜡等，各个材质特点如表1所示。考虑到全复材飞机零部件种类和数量繁多、形状复杂、精度要求高，相比之下，碳纤维复合材料模具较为合适。与精度也很高的钢模相比，碳纤维模具拥有质量轻、与制件的热膨胀系数一致等特性，一方面有利于车间转运操作，另一方面可防止产品脱模后变形。同时，对于后期零部件的升级优化，例如轮廓和孔位的更改，可直接在原模具上进行修型、更改模具上的钻套位置等，模具修改更加容易，产品迭代的成本更小。

表1 复合材料模具材料优缺点及适用范围[3]

模具结构形式，可采用碳纤维作为主体、金属框架作为底座的复合结构形式。由于碳纤维、金属的热膨胀系数不同，在加温后两种材质变形不同步导致模具产生内应力。长期在这种热循环下会使模具受损。此时考虑在复合材料模具主体和金属框架底座连接处加入金属弹性元件，以抵消这种应力。弹性元件如图5所示。另外，从人机工程学的角度，对于质量大于20 kg的模具，底座要安装脚轮以方便转运。

图5 复合材料模具主体和金属框架的连接

2.2 胶接工艺

复合材料的连接方式有机械连接和胶接连接。机械连接多指紧固件连接，如铆接、螺栓连接、销钉连接等。这种连接方式大多需要在复合材料件上制孔，这就容易产生应力集中等问题[4]。相比于机械连接，胶接连接基于复合材料整体成形技术，其好处就是质量轻、强度高，同时减少对复材件的破坏，应力分布相对均匀，大大减少紧固件的数量，简化了工艺。目前，胶接工艺已经广泛地应用于全复合材料通用飞机生产制造当中，体现了复合材料整体成形的设计和制造思想。

复合材料胶接工艺一般分为如下三类[5]：

1）共固化(co-curing)。2个或2个以上的零件经过一次固化成形而制成一个整体制件的工艺方法。

2）共胶接(co-bonding)。把一个或多个已经固化成形而另一个或多个尚未固化的零件通过胶黏剂（一般为胶膜）在一次固化中固化并胶接成一个整体制件的工艺方法。

3）二次胶接(secondary bonding)。2个或多个已经（预）固化的复合材料零件通过胶接连接在一起，其间仅有的化学或热的反应是胶的固化。

对于湿法手糊工艺而言，由于生产过程中树脂流动性大，前两种工艺（共固化和共胶接）并不适用。同时，这两种工艺对模具的要求也相对较高。所以，采用二次胶接成形更为合理。由于二次胶接时各零部件已经固化成形，只需要设计制造出合理的定位夹具进行胶接定位即可。

2.3 机械加工工艺

复材件的机械加工主要包括打磨、切割、钻孔等，此过程本质上是对制件的破坏，如钻孔会使纤维中断，引起应力集中，也容易导致复合材料件的脱层。一旦出现切割或制孔错误难以维修。所以选择合适的工具和方法来进行机加工显得尤为重要。另外，切割和打磨会产生大量粉尘，对操作人员和环境并不友好。如果大规模采用CNC自动加工，不仅加工成本上升，且对于手糊成形的“蒙皮”等薄壁件并不适用。综合考虑以上因素，可通过复合材料制作仿形钻模来进行人工修剪或钻孔。图6展示了一种钻模或修剪工装。这种利用零部件轮廓仿形的方式有如下优势：1）可以利用母模随时翻制，制作简单、成本较低；2）对于飞机上复杂曲面的制件采用型面贴合限位较为合理；3）这种修剪和钻孔方式操作起来比较简单，员工的培训成本较低，较容易上手。

图6 利用仿形钻模对零部件进行钻孔

2.4 零部件缺陷

对于复合材料手糊制品，特别是湿法手糊工艺，常见缺陷有褶皱和气孔（如图7）。这两种缺陷是生产操作过程中无法避免的。通常，褶皱会发生在抽真空过程中。由于此过程会产生树脂堆积、纤维布移位及真空袋膜的缠绊，这些都会导致褶皱现象发生。而气孔往往是由于抽真空过程中真空压力不足导致。对于褶皱和气孔这两类常见缺陷，要根据其大小、形式、位置及对零部件力学性能的影响程度视情况来进行维修、接受或报废处理，不能一刀切式地采取相同方式处理。

图7 手糊工艺制品缺陷

2.5 预装配及后固化工艺

由于手糊工艺的制件质量在很大程度上取决于操作人员技能水平，所以相比于其他工艺，产品的一致性和稳定性较差，如果此时直接交付总装车间进行装配，大概率会出现零部件配合不良，如配合缝隙不均匀、配合出现台阶差等。另外，如果两种复合材料零件需要机械连接（如螺栓连接）时，这种配合不良还容易导致复材件和紧固件承受额外应力，降低零部件使用寿命。对此，较为合理的措施是提前对零部件进行预装配，装配后整体进行后固化处理（如图8）。在零部件后固化的过程中，零件在高温下仍然会有交联反应发生，等到反应充分后，零部件内部的残余应力、装配后产生的额外应力都得以消除。这种将预装配和后固化相结合的方法可以很大程度上改善复合材料零件制件的装配质量。

图8 复合材料零部件消除额外应力过程

3 结语

复合材料的成形和加工方法多种多样，这些方法在成本、效率、制件质量方面差异明显，而在全复材通用飞机生产中，更要考虑成本、效率、质量等多重因素。通过对某型全复合材料通用飞机机体制造技术的研究，从控制成本、提高效率、保证品质3个维度，较为全面地探讨了某型全复合材料通用飞机从复材成形到后续加工各个环节的工艺技术方案，通过综合对比取舍，规划出一套较为合理的制造方案，对全复合材料通用飞机的制造具有一定的借鉴意义。