L15飛機整體結構件制造變形分析與控制

龍國榮 歐陽承 馬軍（洪都航空工業集團 江西 南昌 330024）

L15飛機整體結構件制造變形分析與控制

龍國榮 歐陽承 馬軍（洪都航空工業集團 江西 南昌 330024）

1 引言

隨著現代飛機性能的不斷提高，飛機上越來越多地采用整體結構件，如飛機的大梁、隔框、座艙骨架、壁板和復合材料結構件。這種結構件的廣泛應用對飛機制造產生了深遠的影響。具體包括以下幾個方面：

（1） 提高了飛機的制造質量和裝配協調性；

（2） 減少了裝配連接件數量和飛機重量；

（3） 縮短了飛機制造周期；

（4）飛機結構效率可提高3倍以上，抗疲勞性能可提高4～6倍。

然而，整體結構件的廣泛應用也給制造帶來了許多的新的挑戰。其中變形控制是保證整體結構件制造精度的關鍵環節，因為整體結構件大都結構復雜、尺寸大、制造難、生產周期長。在制造過程中，金屬毛坯在切削過程常因殘余應力的不均勻釋放以及金屬毛坯初始殘余應力與切削過程中的熱力耦合綜合作用而產生加工變形；復合材料結構件由于模具結構形式選擇不當，加溫固化過程中，固化反應會帶來復合材料內部溫度分布不均和應力梯度，導致成型固化制件產生變形。這種制造變形會使工件難以達到設計要求，甚至成為廢品。這一制造難題在飛機制造業中顯得尤為突出，嚴重影響了整體結構件的生產效率和最終產品的精度，并影響飛機研制進度。因此，結合具體整體結構件的特點，對其制造過程產生的變形進行仿真模擬與控制，對整體結構件的制造精度的保證具有工程指導意義。

圖1 整體座艙骨架結構示意圖

2 整體座艙骨架

針對組合連接的座艙骨架存在剛性和密封性差等問題，根據L 15飛機座艙骨架的結構特點，采用了鋁合金整體結構。其結構形式見圖1.

雖然上述結構具有重量輕、抗疲勞、無接縫，而且密封性好等特點。然而，如何控制加工角度與加工范圍，使得機床主軸在弧框與側型材狹小的空間內運動而不與工件和工裝夾具發生干涉，這是能否實現可加工性的先決條件，也是編程中需解決的難點。對此，我們選用了Vericu t5.4仿真軟件，利用其中的機床G-CODE模塊的仿真功能，針對選用的機床結構形式及參數，構建了機床模型、控制系統、刀具庫和鍛件毛坯模型，實現了整體座艙骨架在該機床上加工的真實仿真環境。圖2為仿真切削時和機床主軸狹小空間內模擬加工的狀態圖。圖3為實際加工的狀態圖。

由圖2和圖3可以看出，仿真加工與實際加工狀態基本一致。其仿真技術的開發和應用保證了100%的加工程序的準確率，有效地避免了機床與零件和夾具的干擾，保護了機床和刀具，縮短了50%以上的制造周期，保證了零件的加工質量。

工藝方法和程序驗證的同時，整體骨架的變形控制也是在加工過程中必須認真分析和對待的。大家知道，整體結構件在加工過程中產生的變形與毛坯材料、被加工零件的幾何形狀及剛度、工藝方法、加工設備、操作者的經驗等均有關。但對于座艙骨架這種特殊的結構，主要控制以下幾個方面：

（1）有效減少鍛件毛坯殘余應力

經分析，整體座艙骨架鍛件毛坯按照常規的鍛件熱處理規范進行生產，其殘余應力就足夠使加工零件的變形達不到設計要求。為了解決這一問題，我們在鍛件的熱處理工藝參數上進行了優化，通過材料性能對比試驗，確定了鍛件的熱處理工藝，使鍛件的初始殘余應力明顯減少。

（2）合理制定加工路徑

根據整體座艙骨架的結構特點，采用五軸高速數控加工是必須的，但加工路徑的安排也十分關鍵，這是因為加工路徑的不同會導致鍛件毛坯內原有的殘余應力釋放的順序不同。同時，隨著加工過程的進行，鍛件毛坯材料被切除，工件的剛度也不斷在發生變化，加工過程中由于切削力和切削熱的作用，會使工件產生殘余應力，且路徑不同與鍛件毛坯中原有的殘余應力耦合順序和耦合效果也不同。這些復雜的因素共同作用，會導致同樣的鍛件毛坯和結構因不同的加工路徑引起不同的變形。因此，我們通過分析采取先內型后外型，先端面后內面，對稱性粗、半精、精加工后進行必要的時效，并根據每道工序的變形情況適時對加工路徑進行調整，使加工過程中產生的變形始終保持在可控的范圍。

（3）重視裝夾方式的選用

座艙骨架是剛性較差的工件，夾緊力是引起零件變形不可忽視的重要因素，它會與切削力間的波動效應產生耦合作用，引起加工殘余應力和工件內部殘余應力的重新分布，增加零件的變形。針對工件難點部位的加工裝夾和如何減小工件加工過程中的震動等主要問題，我們選用了拼裝方式的組合夾具。在對弧框內型精加工時，如圖4的夾緊方式，有效地減少了加工變形。

通過上述工藝流程的優化，整體座艙骨架的側型材底面的平面度、開擋尺寸精度、型面容差均符合設計要求。加工后的整體骨架如圖5。

圖2 模擬加工的狀態圖

圖3 實際加工狀態圖

圖4 弧框內型的精加工時的夾緊方式

圖5 加工后的整體骨架

3 復合材料整體翼面

為了提高復合材料結構效率和降低其制造成本，充分發揮復合材料輕量化的作用，L15飛機的垂尾、平尾以及副翼等均采用先進樹脂基復合材料整體結構。其典型結構的垂直安定面主要由多梁、左右蒙皮、前緣條和蜂窩共膠接而成。外形長度為2600mm，寬度為2000mm，翼形較薄，根部最大尺寸為130mm，頂部最小尺寸為30mm，其結構形式見圖6。

這種整體結構件成型的主要技術難點有：

（1）翼面對稱性保證；

（2）各組件尺寸高度的協調；

（3）組件固化和二次膠接變形控制。

經分析，技術難點（1）和（2）可以采用一些物理方法給予解決，也有我們從事多年復合材料構件工程化制造的經驗可循。但是對于難點（3），由于影響因素較多，除了結構設計參數中的鋪層方向、形狀、厚度和曲率半徑外，工藝參數中的升溫速率、溫度的均勻性、固化壓力以及模具參數中的材料種類、結構形式、模具表面狀態等，均是影響固化變形的因素。具體的影響因素見圖7。

圖6 垂直安定面示意圖

圖8 工字梁凸緣回彈示意圖

圖7 固化變形的影響因素

圖9 工字梁與蒙皮的配合示意圖

圖7中的因素均對最終制品的變形產生影響，但在工程上必須結合具體的結構形式，借助工程上所取得的經驗，并對關鍵組件的變形進行仿真模擬，只有這樣才能達到預期的效果。

基于中航工業洪都引進博士后對樹脂基復合材料固化變形進行研究所取得的成果，結合L15飛機復合材料整體垂尾安定面的結構特點，我們對影響固化變形的主要因素進行了分析，并在制造過程中加以控制，取得了較好的效果。

3.1 工字梁回彈量的補償

大家知道，由于復合材料層壓結構件的各向異性特點，加溫固化成型過程中樹脂體系凝膠后，進入固化反應階段而收縮所產生的應變在各個方向并不一致。這種不一致性，對于對稱鋪層且呈平板狀的以及曲率很小的結構件，其應變差異一般不會導致結構件曲率的變化。而對于工字梁型結構件，這一差異將會導致凸緣部分產生較大的回彈，回彈形式見圖8。

針對上述回彈的現象，除了加溫固化過程嚴格按要求的工參數執行外，我們在產品數模的基礎上建立了工藝數模，在模具參數上進行了補償，較好的解決了工字梁凸緣的回彈現象，與蒙皮的組裝間隙符合膠接的要求。具體效果見圖9。

3.2 二次膠接的變形分析及控制

膠接固化變形，主要來自膠接面中的內應力，這種內應力產生的原因是膠膜在固化過程中由于體積收縮和被粘物與膠膜熱膨脹系數（CTE）不同，在溫度的變化下產生的收縮應力和熱應力。對L15飛機復合材料垂直安定面，工字梁與蒙皮均為復合材料，前緣部位為NOMEX蜂窩芯與蒙皮的膠接，熱應力引起的固化變形可以忽視不計。NOMEX膠接區與復合材料層壓板膠接區在膠膜固化過程中單位體積的收縮率應該是相同的（在膠膜厚度均勻的情況下），由于這兩個膠接區膠接面積的差異，對減小垂直安定面前緣的翹曲應該也是有利的。基于這種分析，我們充分利用垂直安定面所規定的外形公差，對模具型面、模具制造、外形檢驗架的公差進行了合理的分配與協調，精確控制固化工藝參數，有效地解決了二次膠接過程中的固化變形問題，型面外形公差滿足了設計要求，最終二次膠接后的成型件見圖9。

圖10 二次膠接后的成型件

4 結論

（1）鋁合金鍛件整體座艙骨架數控加工結果表明，Vericut仿真技術的開發應用，解決了整體座艙骨架數控加工的可加工性，提高了加工效率和質量，降低了加工成本，尺寸精度滿足了設計要求。

（2）針對整體座艙骨架的特點，控制鍛件的初始應力、重視加工路徑和裝夾技術，對減少最終加工件的變形是有效的。

（3）對于L15飛機復合材料整體垂直安定面這樣的結構，在重視工程經驗與仿真技術相結合的同時，抓住制造過程中的主要關鍵點，對減少固化變形是有效的。例如模具參數的補償量，基本控制了工字梁凸緣的回彈。

（4）復合材料整體結構件的固化變形是其經歷固化過程時客觀存在的。其變形程度與控制技術的手段有關。因此，只有將工程經驗與分析技術有機的結合起來，才能使復合材料整體結構件固化變形減小到可控的程度。

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[2] 成群林，柯映林，董輝躍. 航空鋁合金加工中切削力的數值模擬研究.航空學報，2006，4：724-728.

[3] 宼哲軍，龍國榮，萬建平等.熱固性樹脂基復合材料固化變形研究進展.宇航材料工藝，2006，增刊I：7-11.

[4] 李君，姚學鋒等. 復合材料T型整體化結構固化翹曲變形模擬. 復合材料學報，2009，1：156-161.

2010-10-12）

龍國榮，男，1950年8月出生，高級工程師，一直從事金屬結構膠結和樹脂復合材料專業工作。在國際、國內學術會議和學術刊物上發表論文20余篇。