飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)少無應(yīng)力裝配方法探討

王 寧

（沈陽飛機工業(yè)（集團）有限公司，遼寧 沈陽 110000）

復(fù)合材料零件的組裝特征決定了復(fù)合材料零件組裝的新要求；而新一代大飛機的長壽命和高可靠性對其組裝的品質(zhì)也有很高的要求。為提升我國大型民航裝備的核心競爭力，國際上許多航空公司都將采用“少無應(yīng)力”組裝技術(shù)。其核心思想是：在組合部件組裝過程中，對組合部件的錨固扭矩大小及錨固次序進行合理的設(shè)計，以實現(xiàn)對組合部件的合理預(yù)加載，進而實現(xiàn)對組合部件的有效調(diào)控與降低組合部件的組裝應(yīng)力，提升組合部件的力學(xué)性能與疲勞性能，提升大型客機的安全性和可靠性。

1 飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)少無應(yīng)力裝配技術(shù)概述

在組裝飛機時，采用了少無應(yīng)力組裝技術(shù)來控制零件的內(nèi)應(yīng)力。目前，國內(nèi)外相關(guān)學(xué)者較多地考慮了材料在成型時由于材料的熱膨脹系數(shù)差異所引起的凝固應(yīng)力和加工時的部分應(yīng)力，而忽視了組裝時的應(yīng)力。復(fù)合材料是溫度、應(yīng)力敏感的材料，其拼裝方式選擇不當(dāng)，易引起構(gòu)件的應(yīng)力集中，導(dǎo)致構(gòu)件的破壞與脫粘，進而影響構(gòu)件的承載能力與疲勞性能。本項目擬通過研究我國新一代大客機復(fù)雜結(jié)構(gòu)的精密組裝需求，結(jié)合大機型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的組裝特征，突破大機型高精度精密組裝的關(guān)鍵技術(shù)，為我國新一代大機型的發(fā)展奠定基礎(chǔ)，延長大型客機的使用壽命[1]。

2 飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)少無應(yīng)力裝配的關(guān)鍵技術(shù)

2.1 容差分配和優(yōu)化技術(shù)

為了保證在飛機組裝完畢之后，能夠滿足規(guī)定的結(jié)構(gòu)強度、氣動性能指標(biāo)，同時也要防止出現(xiàn)密封差、噪聲、殘余應(yīng)力超標(biāo)等會對飛機的疲勞壽命、可靠性產(chǎn)生影響的嚴重問題，因此，對飛機組裝精度的要求十分苛刻。飛行器裝配精度包含了組件內(nèi)部位置精度、相對位置精度和空氣動力學(xué)形狀精度，其公差配置是實現(xiàn)飛行器精確裝配的關(guān)鍵。公差的選取、分配和優(yōu)化貫穿于飛行器設(shè)計、制造和裝配的全流程，直接關(guān)系到飛行器的裝配工藝、制造成本以及飛行器的整體性能。當(dāng)公差要求過于寬松時，盡管能夠減少零部件的生產(chǎn)費用，并減少了超差率，但也會造成裝配精度的損失，從而造成了裝配精度的浪費。相反，如果對公差的需求過于苛刻，則即使有較高的裝配精度和較好的裝配工藝性，也會增加生產(chǎn)費用，增加超差率。因而利用容差分配與優(yōu)化技術(shù)，是降低制造成本，提升制造品質(zhì)的重要手段。

為了避免在進入實際組裝階段之后，發(fā)生尺寸超差的情況，就必須對通過經(jīng)驗得出的容差分配方案展開預(yù)測和分析，并對方案的合理性進行驗證。（1）基于誤差分布模型建立了誤差分布模型，并對影響零件組裝質(zhì)量的主要參數(shù)進行了誤差分析。（2）將其與主要參數(shù)的誤差控制需求相比較，輸出誤差分析的結(jié)果。（3）若由本模式運算所得之誤差解析值在所需之誤差控制值之內(nèi)，則可判斷此誤差配置之合理性。另外，為了防止由于設(shè)計誤差引起的部件返工或修補，還必須對其進行進一步改進[2]。

目前，在復(fù)合材料構(gòu)件生產(chǎn)中，普遍應(yīng)用了共熔技術(shù)，其連接緊固件的數(shù)目大幅降低，整體結(jié)構(gòu)的體積也隨之增大。大型復(fù)合構(gòu)件的精密組裝要求特殊加工設(shè)備（以下簡稱“模具”）的開發(fā)與生產(chǎn)，而模具精度的調(diào)控是提升組裝品質(zhì)的關(guān)鍵。在組裝過程中，因生產(chǎn)及工藝誤差的積累，會導(dǎo)致組裝過程中出現(xiàn)異常現(xiàn)象。除了將部件送回工廠或修理之外，組裝人員還可以利用橡膠層來彌補組裝過程中的不足。按照航空總成工裝夾板的內(nèi)形大小，在其理論輪廓上減1 毫米，再用1 毫米的橡膠粘貼進行補強。當(dāng)所裝零件的設(shè)計形狀出現(xiàn)部分偏差時，相應(yīng)部位的膠皮可以移除，以確保組裝過程的順暢。此外，所述的橡膠層也能用于對所述復(fù)合部件進行防護。

2.2 復(fù)合材料制孔技術(shù)

在航天領(lǐng)域使用最多的是玻纖、炭纖，玻纖由于其機械強度低，且容易成型，多應(yīng)用于非承載部件，例如蓋板等；由于其具有高剛性、高強度等特點，目前廣泛應(yīng)用于飛行器的承載部件中，但是由于其難切削性，在制造孔洞時極易產(chǎn)生缺陷。由于其各向異性、非均質(zhì)和非連續(xù)應(yīng)力應(yīng)變以及層間強度較差等特點，導(dǎo)致了其制造孔洞的難度較大。在常規(guī)工藝制備的復(fù)合材料零件中，由于受到剪切、拉伸、彎曲和擠壓等多因素的影響，孔邊容易產(chǎn)生縮孔、毛刺、分層和裂紋等缺陷，且工具的損耗較大。為了防止或降低在組合零件鉆孔過程中發(fā)生的以上問題，并取得較好的鉆孔質(zhì)量，有必要開展有針對性的制孔技術(shù)的研究[3]。

1.設(shè)計制孔夾具：在復(fù)合材料構(gòu)件制孔過程中利用專用工裝，通過鉆套精準(zhǔn)定位制孔位置，在制孔過程中需要壓緊上下壓板，使制孔部位的剛度因此提高，優(yōu)化入鉆、出鉆階段的鉆削條件，保障制孔質(zhì)量。

2.選擇刀具材料和鉆頭：金剛石具有較高的強度，整體使用壽命比較長，因為投入成本的影響，在工程中普遍利用低價的高速鋼，如果制孔數(shù)量驕傲多，通常是利用硬質(zhì)合金鉆頭[4]。

3.合理選擇制孔工藝參數(shù)：在切削過程中，進給速度、進給量等對制孔質(zhì)量有重要影響。為了保障整體制孔質(zhì)量，需要控制進給量，同時需要提高進給速度的合理性，在加工過程中，如果進給速率過大，會導(dǎo)致接觸面上的軸向作用力增大，從而導(dǎo)致材料的脫層、剝落；如果進給速度太慢，不能將纖維切割下來，進給速度太快，又會因摩擦而產(chǎn)生的熱量而使母材融化，因此只有控制好進給速度，才能確保制孔工作效率。另外，在制孔時，要盡可能地使用斷續(xù)送料，并要及時清理產(chǎn)生的碎屑。

4.制孔常見問題：（1）斷臂及脫層：如果在入鉆的一側(cè)發(fā)生，通常是由于鉆機在鉆孔過程中的進給率太高，當(dāng)鉆機開始與工件接觸時，應(yīng)降低進給速率；若在出鉆的一側(cè)產(chǎn)生，應(yīng)為進給力過大或刀頭已磨平造成，前一種情況可在鉆透前減速，后一種情況應(yīng)立即進行更換刀具。綜上所述，必須重視出、入井時的進料速率的控制。（2）锪窩：制沉頭孔時，在制孔之后需要開展锪窩。锪窩不能過深，否則剩下部分的厚度就會變得很小，從而影響到結(jié)合部的強度。結(jié)合圖1，h/t 應(yīng)小于2/3，而且（t-h）應(yīng)該超過0.5mm[5]。

圖1 锪窩結(jié)構(gòu)示意圖

2.3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接技術(shù)

一架飛行器由很多部件（如壁板、蒙皮、橫梁、框架）組成，并通過螺釘、膠粘或鉚接等方法將其聯(lián)接起來，從而組成小部件，小部件再通過聯(lián)接而組成大部件，最后再由大部件聯(lián)接而組成全飛行器。因為復(fù)合材料的層間強度較低，耐沖擊性能較低，所以通常不會使用鉚接，而是以膠接或螺釘為主。可移除的螺釘聯(lián)接，不僅適用于那些必須進行維護和替換的建筑，而且在航空器上的一些關(guān)鍵承載構(gòu)件也是常用的；而粘合則可以大大降低扣件數(shù)目，從而減輕重量。

2.3.1 螺栓連接

錨栓連接方式具有較多的優(yōu)勢，例如具有較高的抗剝離強度，而且檢查維護難度較低，因此在飛機裝配過程中廣泛利用，這主要負責(zé)連接復(fù)合材料件，同時可以連接復(fù)合材料件和金屬件。根據(jù)有無搭接板分析螺栓連接方式，主要分為搭接和對接兩種形式，根據(jù)受力分析分析螺栓連接，可以分為單搭和雙搭兩種方式[6]。

在飛行器的各種構(gòu)件中，聯(lián)接節(jié)點是其破壞的主要來源。由于空洞的出現(xiàn)，使得空洞截面變小，并與空洞本身載荷相互影響，造成了較大的應(yīng)力集中。在螺栓連接的類型中，它可以被劃分為兩種，一種是凸頭螺栓連接，另一種是沉頭螺栓連接，在這兩種類型中，凸頭連接的使用更為普遍。

復(fù)合材料層壓板的主要失效模式有以下幾種。（1）抗張失效：受力方向上的纖維比率偏小或?qū)挾缺绕　＃?）剪力失效：與荷載作用相比，纖維所占的比值太少或邊緣間距太少。（3）擠壓破壞：以孔邊緣層化和基質(zhì)破碎為主要特征的擠毀失效，通常需要將連接件采用擠毀失效，以避免出現(xiàn)大面積失效問題。

復(fù)合材料的錨桿聯(lián)接有別于一般的金屬結(jié)構(gòu)，為了避免在錨桿聯(lián)接過程中產(chǎn)生的基質(zhì)破碎、脫層等問題，必須采用專用的聯(lián)接刀具及扣件。此外，釘頭的安裝傾斜，緊固件的安裝扭矩過大，釘孔的配合縫隙過大，以及襯墊的選擇不當(dāng)，也會導(dǎo)致聯(lián)接節(jié)點的應(yīng)力集中，進而導(dǎo)致復(fù)合材料基質(zhì)破碎和剝離[7]。

2.3.2 膠接

在傳統(tǒng)的飛行器制造工藝中，往往要用到大量的緊固件，而將飛行器的力學(xué)性能與力學(xué)性能相結(jié)合，將會使飛行器的重量減輕20%，并將其強度提升30%，這對于飛行器的發(fā)展具有十分重要的意義。粘合的特征是：（1）具有良好的密封性和輕質(zhì)，能夠抵抗電位的侵蝕；（2）由于不需要制造孔洞，所以在結(jié)合部的應(yīng)力很低，因此不會引起復(fù)合材料的脫層；（3）相對于焊接而言，由于不會受到所連接的材料的種類和厚度的限制，因此可以擴展設(shè)計的選擇材料的范圍，從而可以有效地減少費用；（4）能夠抑制裂縫的擴散，提高斷裂的安全性和延長其疲勞壽命；（5）保證空氣動力剖面的流線型和平滑。

與此同時，粘合也有不可避免的缺陷。（1）粘接對粘接工序的控制、粘接部位的表面處理等有較高的要求，并需有專用的模具及固化裝置。（2）由于對復(fù)材粘接節(jié)點的時效特性和機械特性的研究尚不完善，因此，在需要高性能的復(fù)材粘接節(jié)點之間，粘接過程的應(yīng)用受到了一定的限制。（3）粘合連接處的強度分散度通常只有20%，而點焊與焊接的穩(wěn)定性較差，前者為15%，而后者只有8%。（4）因為該膠的主要成分是聚合物，而且對水分的變化很敏感，所以它的應(yīng)用領(lǐng)域受到了很大的限制。為使膠接在工程中得到更好的使用，需要綜合考慮其技術(shù)的優(yōu)勢與劣勢，特別是連接部分的表面處理與膠接節(jié)點的設(shè)計等關(guān)鍵問題。

2.4 精益化工藝補償

在飛機裝配過程中因為零件外形制造誤差和工裝定位等方面的影響，可能會出現(xiàn)零件的形狀不協(xié)調(diào)等情況。為了避免裝配過程中產(chǎn)生裝配應(yīng)力，技術(shù)人員可以利用工藝補償措施，及時修正配合不協(xié)調(diào)的情況，例如可以增設(shè)墊片補償間隙，或者可以打磨處理相關(guān)零件，實現(xiàn)孔精加工[8]。

原來在實施工藝補償?shù)倪^程中主要是利用工藝人員的手工祖業(yè)，不利用庫保障工藝修正效果，而且不利于控制裝配應(yīng)力，會延長產(chǎn)品裝配周期，增加整體生產(chǎn)成本。而新一代飛機結(jié)構(gòu)中主要是利用復(fù)合材料構(gòu)建，對比金屬構(gòu)件，復(fù)合材料構(gòu)件尺寸變動較大，因此不適合利用傳統(tǒng)的手工作業(yè)，需要利用精益工藝補償技術(shù)。

2.5 基于力控制的裝配策略

當(dāng)前很多飛機制造商利用力傳感元件監(jiān)測構(gòu)件裝配力，例如在對接機身大部件的時候可以利用柔性對接工裝POGO 柱，在各POGO 柱的支撐部位裝設(shè)有力傳感器，可以監(jiān)測對接過程中的機身部件裝配力，如果超過了限值，工作人員需要利用工藝補償措施進行調(diào)整。在實際工作中需要加強研究柔性工裝實時自動調(diào)整，保障構(gòu)件裝配力自適應(yīng)控制。

3 結(jié)語

當(dāng)前，國內(nèi)新一代飛機主體結(jié)構(gòu)中，復(fù)合材料的使用僅局限于翼型，而根據(jù)未來的發(fā)展趨勢，其在主體構(gòu)件上的使用將會越來越廣泛。通過研究飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)少無應(yīng)力裝配方法，有利于提高復(fù)合材料構(gòu)件組裝品質(zhì)，促進其在機體構(gòu)件上的廣泛應(yīng)用，并為新一代飛機的發(fā)展提供相關(guān)的基礎(chǔ)科學(xué)依據(jù)和關(guān)鍵技術(shù)支持。