大尺寸復(fù)合材料壁板裝配技術(shù)研究

劉永鋼 王英杰

摘 要 大尺寸復(fù)合材料壁板類(lèi)制件裝配位置不匹配時(shí)，不可逆的材料特性使其不能采用類(lèi)似金屬件的工藝方法對(duì)其進(jìn)行校形，強(qiáng)迫裝配也會(huì)產(chǎn)生額外的裝配應(yīng)力，影響后續(xù)安裝和使用。本文通過(guò)分析材料特性，闡述了大尺寸復(fù)合材料壁板件的鉆孔、緊固件連接及零件間隙處理和數(shù)字化的裝配協(xié)調(diào)方法。

關(guān)鍵詞 壁板連接;數(shù)字化制造-協(xié)調(diào);間隙補(bǔ)償

在現(xiàn)代飛機(jī)制造中，裝配協(xié)調(diào)的工作量占到飛機(jī)制造總工作量的50%～60%，提高裝配可靠性和效率具有重要意義。由于材料特性和制造工藝方法的特點(diǎn)，復(fù)合材料制件在固化完成后尺寸精度比金屬件低，且其不可逆的剛體特性，導(dǎo)致復(fù)合材料構(gòu)件裝配過(guò)程中的變形協(xié)調(diào)、內(nèi)應(yīng)力控制等亟須解決的問(wèn)題。大尺寸復(fù)合材料制件的裝配技術(shù)已成為飛機(jī)制造的關(guān)鍵技術(shù)之一。

1復(fù)合材料壁板連接技術(shù)要求

復(fù)合材料制件由疊層材料組成，層間抗剪切強(qiáng)度低。大尺寸復(fù)合材料壁板在飛機(jī)裝配組合時(shí)，需要通過(guò)緊固件連接，但是在鉆孔時(shí)，由于不確定因素影響，很容易造成孔周邊撕裂、分層、外觀不平整的現(xiàn)象，導(dǎo)致鉆孔質(zhì)量不合格。同時(shí)緊固件連接的擠壓作用，也會(huì)使復(fù)合材料零件鋪層有分層的可能，因此，復(fù)合材料制件的鉆孔和裝配緊固件的選取和連接方式要作特殊考慮[1]。

1.1 復(fù)合材料鉆孔技術(shù)

復(fù)合材料制件硬度高、導(dǎo)熱能力差且層間強(qiáng)度低，鉆孔時(shí)鉆頭磨損嚴(yán)重，鈍化的鉆頭易使孔壁材料分層、孔出口端破裂、毛邊等現(xiàn)象。鉆頭刃邊狀態(tài)的弱化，操作者的工作經(jīng)驗(yàn)及鉆孔進(jìn)給量的控制，是造成復(fù)合材料鉆孔質(zhì)量不穩(wěn)定的主要因素。特別是孔接近鉆出時(shí)材料本身的鉆削反力突然大幅減少，造成進(jìn)給量突然加大，出現(xiàn)鉆頭沖擊性鉆透現(xiàn)象，導(dǎo)致孔出口撕裂更嚴(yán)重。

針對(duì)復(fù)合材料鉆孔質(zhì)量不穩(wěn)定的因素，采用硬質(zhì)合金鋼鉆頭，高轉(zhuǎn)速低進(jìn)給量制孔，利用自動(dòng)進(jìn)給鉆等相應(yīng)的技術(shù)改進(jìn)設(shè)定鉆孔時(shí)的進(jìn)給量，來(lái)提高鉆孔質(zhì)量穩(wěn)定性。對(duì)于鉆削反力的減少可考慮提供外在的鉆孔支反力，利用玻璃纖維的彈性，在制件孔鉆出端外側(cè)共固化一層玻璃纖維彌補(bǔ)鉆削反力的減少;也可用木塊等材料在孔預(yù)鉆出時(shí)頂壓層板以增加支反力。經(jīng)過(guò)改進(jìn)措施，復(fù)材制件鉆孔質(zhì)量得到大幅改善。

1.2 復(fù)合材料緊固件使用要求

除滿(mǎn)足使用功能要求，緊固件的選用還要考慮異種材料間電偶腐蝕相容性及與被連接件配合方式。根據(jù)電位活性差異，碳纖維/環(huán)氧樹(shù)脂的結(jié)構(gòu)制件不能使用鋁質(zhì)緊固件，僅可使用相同材料組的鈦合金、A286、蒙乃爾或不銹鋼緊固件。剪切型釘頭緊固件可能會(huì)使釘孔層板纖維分層，同時(shí)不能錘鉚連接緊固件且要密封劑濕安裝緊固件。使用埋頭緊固件時(shí)，層板最大锪窩深度不能超過(guò)層壓板厚度的70%。一般對(duì)復(fù)合材料制件采用間隙配合，使用高鎖Hi-Lite釘桿和釘套或抗拉螺栓緊固件，以及在釘套與復(fù)合材料制件間加不銹鋼墊圈來(lái)減緩復(fù)合材料制件緊固沖擊力，降低復(fù)合材料表面承壓應(yīng)力。

2復(fù)合材料制件裝配協(xié)調(diào)技術(shù)

現(xiàn)代飛機(jī)在新的制造技術(shù)體系下，要采用無(wú)余量裝配技術(shù)和新型式的定位和夾緊方案。數(shù)字化技術(shù)是無(wú)余量裝配技術(shù)的保障，通過(guò)數(shù)字量傳遞可減少誤差累積，提高協(xié)調(diào)準(zhǔn)確度。復(fù)合材料件大型化、整體化的特點(diǎn)使得復(fù)合材料部件的裝配工作更加依賴(lài)裝配型架，應(yīng)用數(shù)字化的定位和夾緊技術(shù)，主動(dòng)控制協(xié)調(diào)形變，采用加墊補(bǔ)償?shù)葞缀巫赃m應(yīng)策略解決復(fù)材構(gòu)件制造偏差帶來(lái)的裝配問(wèn)題[2]。

2.1 數(shù)字化制造-協(xié)調(diào)技術(shù)

復(fù)合材料制件采用設(shè)計(jì)制造一體化技術(shù)，數(shù)字量傳遞貫穿于產(chǎn)品整個(gè)制造流程中，大大降低了系統(tǒng)誤差和人為誤差造成的協(xié)調(diào)裝配問(wèn)題。零件協(xié)調(diào)孔尺寸和位置以數(shù)控機(jī)床加工，保證零件完全、正確定位;利用三維模型可在裝配型架設(shè)計(jì)階段就考慮定位器的協(xié)調(diào)布局和安裝要求，裝配型架的制造、組合以激光定位儀等數(shù)字設(shè)備確保定位器精度。

2.2 優(yōu)化的定位方法

通常大部件裝配有兩種定位基準(zhǔn)方式：以骨架為基準(zhǔn)和以蒙皮為基準(zhǔn)。復(fù)合材料整體壁板結(jié)構(gòu)，蒙皮通過(guò)模胎鋪貼而成，預(yù)成型的加強(qiáng)筋利用定位器固定在蒙皮上共固化而成，由于材料工藝特點(diǎn)，筋條固化后位置度會(huì)有偏差，不具備精準(zhǔn)的整體骨架形態(tài)，所以復(fù)合材料壁板類(lèi)部件裝配須以蒙皮為基準(zhǔn)。首先通過(guò)卡板定位壁板外形面，同時(shí)借助激光跟蹤儀，跟蹤、測(cè)量蒙皮外形面上的關(guān)鍵點(diǎn)，校正零件位置，實(shí)現(xiàn)激光跟蹤儀輔助定位功能。

2.3 間隙補(bǔ)償技術(shù)

零件間組合位置不匹配時(shí)，可通過(guò)加墊片的方式消除間隙， 是基于現(xiàn)象的被動(dòng)補(bǔ)償方法，分為間隙墊片和結(jié)構(gòu)性墊片。間隙墊片有液體或液體/ 固體混合物墊片。考慮復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的電化學(xué)腐蝕問(wèn)題，固體墊片選用聚氨酯疊層墊片代替金屬鋁箔墊片。

結(jié)構(gòu)裝配間隙區(qū)域相對(duì)較小且補(bǔ)償墊片不參與結(jié)構(gòu)受力時(shí)采用間隙墊片補(bǔ)償調(diào)節(jié)。受力復(fù)雜且載荷較大時(shí)，對(duì)裝配精度要求高的區(qū)域，可考慮采用結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)補(bǔ)償?shù)姆绞絹?lái)調(diào)節(jié)間隙滿(mǎn)足裝配需求。在零件的低匹配度位置布置額外的鋪層塊與母體層板共固化成型，在后續(xù)裝配時(shí)根據(jù)需要直接打磨處理額外鋪層，避免影響壁板主體結(jié)構(gòu)。額外鋪層不包括在強(qiáng)度計(jì)算范圍內(nèi)，這個(gè)概念是典型的設(shè)計(jì)制造一體化應(yīng)對(duì)措施，這種格外鋪層可以稱(chēng)為犧牲鋪層[3]。

3結(jié)束語(yǔ)

樹(shù)脂基復(fù)合材料韌性差、變形能力非常小，制件不能根據(jù)裝配協(xié)調(diào)的需要改變其固有形狀，目前解決制造偏差帶來(lái)的復(fù)合材料構(gòu)件裝配問(wèn)題的方法，都不是從根本上來(lái)解決。隨著樹(shù)脂增韌技術(shù)的發(fā)展，提高本征脆性樹(shù)脂基復(fù)合材料的韌性，尤其相遷移增韌技術(shù)的開(kāi)發(fā)和應(yīng)用，大幅提高復(fù)合材料的韌性還保持了預(yù)浸料良好的工藝性，減小了發(fā)生脆性斷裂的可能，表現(xiàn)出一定的變形能力，這種改進(jìn)直接影響后續(xù)復(fù)材制孔、裝配等技術(shù)的發(fā)展。

參考文獻(xiàn)

[1] 李林.淺述復(fù)合材料構(gòu)件制孔技術(shù)[J].科學(xué)與信息化，2019（17）：103.

[2] 王華.飛機(jī)先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配協(xié)調(diào)技術(shù)研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)[J].航空制造技術(shù)，2018，61（7）：26-33.

[3] 王新，張毅，趙銳霞. 無(wú)余量裝配技術(shù)在復(fù)合材料機(jī)身結(jié)構(gòu)部段上的應(yīng)用[J]. 航空制造技術(shù)，2017（4）：106-109.