复合材料框架式成型中的模具设计研究

李新荣，淑 梅，王 霞，万 永

（中车眉山车辆有限公司，四川眉山 620000）

0 引言

复合材料具有高比刚度、高比强度、耐腐蚀及热膨胀系数小等优势，被广泛用于航空航天领域，其用量和应用水平是评估飞行器制作水平的一个重要标志[1]。作为飞机机体新一代结构材料，复合材料具有较高的产品制造质量要求。一般复合材料产品会在成型模具内制造，结构成型和材料制造两者同时完成，所以，模具对复合材料构建尺寸、外形及配合其他构件精度等具有决定性影响。为提升复合材料模具设计质量，很多研究者将模具设计融入到参数化设计、知识工程和模板化设计中。尽管在复合材料框架式模具设计时选择了数字化方式，然而，设计人员仍需要手绘草图与创建特征等工作，且还要对底板、支撑板等逐步建模，而且模具一般都较为笨重，没有校核模型温度分布与变形情况，模具设计精准性不足[2]。为优化以上状况，实现模具设计效率的提升，需要在设计环节考虑周全，避免模具影响复合材料制件，需要针对该框架式模具创建快速建模方法，并对模型实施有限元分析，依照分析结果调整优化模型，同时在模具设计过程中对回弹与尺寸加以补偿，以得到行之有效的模具结构设计。

1 结构分析

复合材料框架式成型需要借助模具实现，有必要经加热和保温等一系列操作后，对复合材料固化成型，这就提高了对成型模具热传导性、温度场分布的要求。框架式成型模具有着轻便的结构，支撑板有很多散热通风孔，可提高传热效率，而且模具型面可快速加热，温度可均匀分布，因此被广泛用于飞机制造[4]。框架式成型模具主要由支撑结构、型面板组成，其中支撑结构又由底板、支撑板和叉车槽组成。框架式成型模具结构如图1 所示。

图1 框架式成型模具

型面板表面主要接触预浸料，用于复合材料构件成型，其下表面贴合支撑板。通常将支撑板划分为外支撑板、内支撑板两种，根据特定布局表现为网格状结构，V 向与U 向支撑板结合位置借助卡槽连接，支撑板有散热孔与通风孔，有助于提升复合材料成型质量。

2 快速化建模方法

当前设计者多选择CATIA 软件设计模具模型，建模需要依照产品型面展开提取、延伸、接合、厚曲面和剪贴等操作，以制作模具型面板，再通过平面偏置、草图绘制、凸台和凹槽等操作形成连接型面板的隔板与隔板通风孔。因为隔板较多，绘制隔板工作量大，而且基本上属于重复性操作，所以更改难度大，会占用大量设计时间[5]。借助“产品智能模板”将建模时草图绘制、凹槽以及凸台等集合于一个命令中，并对其集中封装，具体见图2。如果操作步骤相同，仅需在“从选择实例化”中引用命令集合就能完成操作，见图3，该操作可有效避免通风孔与隔板绘制时重复操作的情况。

图2 创建超级副本

图3 从选择实例化

在建模前期，借助图4“知识工程”中的“公式”一栏命令定义所需调整参数，同时进行参数赋值，见图5。后期仅需更改赋值，即可驱动调整参数值，也可借助定义公式，对变量间关系进行界定，从而实现一个变量根据另一变量改变而改变，最终达到参数变量化目标。

图4 知识工程工具栏

图5 “公式”命令定义参数

该建模方法对支撑隔板厚度、纵横向支撑隔板数量、型面板厚度以及通风孔定位尺寸等参数实施变量化，同时快速设计，形成图6 所示的CATIA 模型树参与定义[6]。该情况下，在合理范围内更改参数数值，视图刷新，同时更改模型后，使其满足设计更改需求。

图6 CATIA 模型树参数定义

综上，基于“超级副本”与“公式”的建模在很大程度上缩短了复合材料框架式模具建模时间，便于模具设计与更改，此为对模型展开有限元分析和设计的基础。

3 有限元模型分析

通常模具强度校核主要采用经验法，制定支撑隔板间距、厚度以及通风孔尺寸时，采用保守设计，例如，缩小隔板间距、增加隔板厚度，该方法可优化模具性能，然而，缺点在于会导致材料浪费，而且模具制造周期也比较长，由此就需要通过有限元分析法校核模具铺贴、吊装以及移动等工况下的变形情况，以明确模具设计是否可行。如果应力与变形允许，调整模型设计参数，确保模具在符合性能基础上缩减重量，节约加工与材料成本。尤其是对大尺寸梁类与蒙皮复合材料模具，框架式支撑结构为其主体，很多材料、焊接成本都会在该环节消耗掉，所以需要借助有限元分析对最佳支撑板结构布局和尺寸进行选择，在确保复合材料制件成型质量前提下，尽可能节约模具经济成本[7]。

针对不同型号模型，选择CATIA 分析其正常起吊、极限起吊、移动以及铺贴工况，选择Q235 模具材料，各工况下的边界条件见表1，两个模型应力与变形最大值见表2。

表1 各工况下的边界条件

表2 各工况下有限元分析

对比1#模型，工况相同时的2#模型应力和变形都比较小，两种模型都符合设计要求，但采用1#可减轻模具重量，缩减材料成本。通过热压罐固化时，对模具热变形与温度分布进行分析，选择CATIA 创建规格为ø5.5 m×13 m 的模型与1.2 m×3.15 m×0.585 m 的钢框架式模型，热压罐温度边界条件是时间函数，具体见图7[8]。经计算所提取不同时刻点的模具型面温度云图见图8。

图7 热压罐温度边界条件

图8 模具型面温度云图

选择ABAQUS 计算工装模型变形时，所用模具材料为Q235 钢，将初始温度设为20 ℃，终极温度设为180 ℃，模具脚轮处增加位移约束，计算出该温度差情况下的模具变形量，结果显示，模具变形最大值在四个边角位置，变形量是3.3 mm。由此可知，高温固化时，大尺寸钢材料模具变形量较大。

4 模具设计补偿

4.1 尺寸补偿和公式

模具材料和复合材料如果有不同热膨胀系数，则会影响复合材料制件固化后的外形与尺寸准确性，尺寸较小的模具热膨胀几乎不会影响到复合材料的零件，但如果模具尺寸太大，再加上复合材料零件存在重要的外形或装配特征时，需要考虑复合材料和模具材料热膨胀系数不同所产生的影响，设计模具过程中做好尺寸补偿工作。

如果复合材料和模具材料热膨胀系数有差别，假设A 是模具理论尺寸，B 是模具考虑设计补偿尺寸，△T 是室温和固化温度差值，σ 是模具尺寸补偿系数，ψA是复合材料热膨胀系数，ψB是模具材料热膨胀系数。那么室温铺贴过程中，复合材料零件的净边尺寸是A，型面零件净边线距离是B。高温固化温度的固化反应完成时，型面零件净边线B 距离受热膨胀到（B+B×△T×ψB），而A 受热膨胀到（A+A×△T×ψA），两者尺寸一致。在从固化温度下降到室温的情况下，模具型面上所刻的零件净边线距离从（B+B×△T×ψB）收缩到B，而复合材料零件尺寸则从（A+A×△T×ψA）收缩到A，具体如图9 所示。

图9 模具尺寸补偿原理

由此计算：A+A×△T×ψA=B+B×△T×ψB，补偿系数为：

σ=B/A=（1+△T×ψA）/（1+△T×ψB）

复合材料制件形状复杂，装配要求高，制件过程中必须固化脱模并钻出切边或装配用基准孔的情况下，所选模具缩放基准直接影响到基准孔位置准确与否。

4.2 回弹变形和补偿

大曲率复材筋条、蒙皮、梁等零件模具设计，应综合考虑到制件固化脱模所产生的回弹影响。通常来说，回弹和制件结构、成型工艺、模具材料和铺层角度等因素密切相关。在设计模具过程中，回弹补偿会缩减制件固化变形，减少装配应力，但又很难明确补偿系数。

制作筋条、梁、肋等复合材料时，回弹补偿是在设计模具过程中加入回弹量，例如C 形梁，模具设计过程为：（1）产品结构分析，基于此截取典型部段作为试验件，以设计和制作模具，该情况下的模具设计无需考虑回弹影响；（2）制造试验件；（3）检测试验件和模具，依照检测结果，对模具和试验件角度差值进行计算，此为回弹角；（4）根据回弹角度，设计正式模具。

基于试验件制造经验，热压罐阳模成型工艺制作的C 形梁结构，根据图10 所示回弹方向设计模具，而阴模成型C 形梁结构则根据图11 所示回弹方向设计。

图10 阳模成型C 形梁回弹方向

图11 阴模成型C 形梁回弹方向

一般C 形梁各部位铺层有所差异，C 形翻边位置角度也会有所改变，因此各部位回弹角度值也不相同，由此设计人员就要依照工艺试验件，与实际相结合，对回弹补偿加以综合考虑。复合材料中的变曲率蒙皮，当前仍就采用试验件制造方式明确回弹量与回弹方向，因为不同位置的回弹量大小有所差异，因此要获得各位置回弹量，设计模具时在理论型面不同位置展开不同量补偿，补偿后制定模具型面难度较大。有学者创建以构建型面节点为基础的工装型面补偿模型，借助新构件型面对新工装型面进行设计，并展开变形预测，这一方法在我国很多主机厂工装系统中有所应用。

5 结语

当前多以普通钢为模具材料，高温固化温度下，该模具尺寸具有较差稳定性，所成型零件外形、尺寸和预期设定存在差异性，因此对外形特征复杂、尺寸大且具有较高精度要求的复合材料，例如，制备中央翼盒、机翼壁板等，需要采用接近复合材料膨胀系数的工装材料展开模具结构设计，从而降低模具对制件固化产生的影响。因为飞机复合材料外形大多是不规则曲面，模具设计过程中，补偿制件固化变形对有限元分析比较依赖，由此就要在制造模具前，通过有限元分析软件模拟模具数值，检验模具设计，以节约试模和返修时间，实现劳动生产率的提升。