壁板類復合材料零件成型質量缺陷工藝改進

摘 要 本文以解決航空產品中常見的壁板類復合材料零件在制造過程中存在的質量缺陷為出發點，研究了多種工藝方法手段，優化了包括0°纖維制備及填充方法、工裝結構、熱隔膜預成型工藝、膠膜及預浸料的固化工藝等技術。通過對工藝方法的一系列改進，驗證原材料樹脂的流動度，改善了零件內部分層、空隙和脫粘等一系列壁板制造過程中的缺陷問題及零件表面質量。最終，達到了提高復合材料壁板制造質量，符合檢測要求，滿足裝配使用需求的目的。

關鍵詞 工型長桁;熱隔膜;樹脂流動度;預浸料

Process Improvement of Forming Quality Defects

of Panel Composite Parts

CHENG Yu， ZHAO Lili， MA Mihui

（AVIC Shenyang Aircraft Industry （Group） Co.， Ltd.， Shenyang 110850）

ABSTRACT In order to solve the quality defects in the manufacturing process of panel composite material parts commonly used in aviation products， this paper studies a variety of technological methods， and optimizes technologies including 0 fiber preparation and filling method，tooling structure， hot diaphragm preform process， curing process of adhesive film and prepreg.Through a series of improvements to the process method， the fluidity of raw material resin was verified， and a series of defects in the manufacturing process of panel， such as delamination，void and debonding， and the surface quality of the parts was improved. Finally， the purpose of improving the manufacturing quality of composite panel， meeting the testing requirements and meeting the assembly and use requirements is achieved.

KEYWORDS I-stringer; thermal diaphragm; resin fluidity; prepreg

1 引言

復合材料具有優良的力學性能，其比強度和比模量高、耐疲勞性能優異、破損安全性好、性能可設計性高［1］，因此廣泛應用于航空制造業。而復合材料加筋壁板已被廣泛應用于大型飛機的翼面結構［2-4］，從前緣和活動面等次承力構件逐步發展到盒段主承力結構，如B787飛機和A350飛機均采用了全復合材料機翼。

大型飛機復合材料機翼的壁板尺寸大，往往采用自動鋪帶、共膠接整體成型等先進工藝，強調設計制造一體化，而壁板的長桁-蒙皮匹配對固化變形等成型問題影響顯著，必須在設計過程中著重考慮。同時，大型飛機復合材料結構強調損傷容限設計，尤其是機翼壁板結構，在使用過程中容易受到各類沖擊損傷，要求復合材料壁板的長桁-蒙皮結構匹配良好，在沖擊能量作用下，不會發生長桁-蒙皮分層脫粘等影響結構使用的嚴重損傷，從而保證壁板具有良好的損傷容限性能［5-11］。

目前，國內在壁板類零件的制造工藝方法尚未完全成熟，可操作性偏差，工藝穩定性也有待提到，這給一線實際生產帶來了不小的困擾。因此，急需開展對此類復合材料成型工藝開展優化提升研究。

2 問題描述

目前，復合材料壁板類零件多為縱向加筋結構，壁板蒙皮固化后與長桁采用膠膜進行二次膠接固化成型工藝。長桁多采用手工鋪疊形成坯料，坯料預壓實后進行手工修整，組合，最后與固化后的蒙皮進行膠接固化。長桁坯料具有一定的厚度，在手工“彎型”過程中，長桁外表面易形成延長桁軸線方向的褶皺。長桁鋪疊完成后采用熱壓罐預成型工藝，在長桁熱壓罐預成型過程中，由于長桁預成型工裝為金屬材質，金屬與非金屬的膨脹系數存在很大差異，金屬的膨脹系數要遠高于復合材料，因此長桁在預吸膠過程中工裝的膨脹收縮，會使長桁膠接表面形成垂直于長桁方向的褶皺，而這些褶皺在長桁膠接固化過程中不易被消除。已形成的褶皺需要通過材料本身的延展性及樹脂流動進行彌補，若材料本身延展性及樹脂流動度較好，會將一部分的褶皺進行填充，若樹脂流動度較差，褶皺未能填充，就會影響長桁固化后表面質量及長桁內部質量，造成長桁表面凹坑，褶皺，長桁內部分層、空隙等缺陷。長桁與蒙皮是通過膠膜進行膠接固化的，環境濕度對膠膜的影響很大，若膠膜未能充分的回暖除濕，長桁與蒙皮膠接固化過程中，膠膜與材料樹脂之間易發生爆聚反應，造成長桁臥邊脫粘缺陷。本文從原材料、工裝、操作、參數幾方面進行優化整個工藝流程，改善復合材料壁板表面質量，從而解決長桁內部分層、空隙、脫粘等問題，如圖1所示。

3 解決方案

3.1 優化0°纖維制備及填充方法

工型長桁一般由立邊、臥邊和上彎邊三部分組成，長桁制備時左、右立邊與臥邊之間有一楔形區域，該區域需要使用0°纖維束填充，具體位置如圖2所示。

0°纖維束長度參照長桁長度，寬度計算方法如公式（1）所示。

0.43×R2d=L（1）

式中：d為預浸料單層固化厚度；R為預浸料鋪疊后半徑。

0°纖維填充質量對長桁粘接強度至關重要，對長桁臥邊進行金相分析時發現，當0°纖維填充不夠充分，填充邊緣存在明顯空隙時，長桁往往會發生分層缺陷。針對此現象，試驗分別采用滾卷式、鋪層式以及0°纖維擠出設備制備0°纖維束，分析不同制備方法對長桁內部質量及微觀結構的影響。

3.1.1 纖維擠出成型

0°纖維擠出成型需要使用纖維成型設備，該設備可將盤狀預浸料制造成長度方向連續的三角形0°纖維坯料，通過裁切系統將原材料切割成一定帶寬的預浸料，經過送料系統、加熱系統、預成型系統、成型系統以及分割與牽拉系統，通過拉擠成型方式形成0°纖維坯料，具體形式如圖3所示，按此方法制備的試驗件編號為S-01。

3.1.2 鋪層式制備

鋪層式手工制備將0°纖維先分別裁剪成1 mm、2 mm和4 mm的細條，按照填充區域寬度依次填充進去，填充過程中需不斷使用壁紙刀等工具進行壓實，按此方法制備的試驗件編號為S-02。

3.1.3 滾卷式制備

滾卷式手工制備是目前實際生產采取的主要工藝方法，此方法需要0°纖維從一側慢慢滾卷，最后滾成一圓形纖維束，具體形式如圖4所示，按此方法制備的試驗件編號為S-03。

3.1.4 試驗數據對比

對試驗件S-01、S-02和S-03進行無損檢測，無損均合格。將試驗件剖切進行金相分析，其內部顯微結構如圖5所示。

從金相圖片中可明顯看出，鋪層式制備時0°纖維經過層層壓實，尖角空隙被完全填充，因此0°纖維填充區最飽滿，纖維層間結合最為緊密。0°纖維擠出設備制備的0°纖維直接成楔形，與立邊及臥邊相鄰尖角空隙填充較好，但自身層間可見較小空隙。滾卷式手工鋪疊的0°纖維填充后仍存在明顯尖角空隙，填充區域與相鄰坯料層間結合力不夠，雖然無損檢測合格，但在后續使用過程中存在分層隱患。

3.2 優化長桁預成型工藝方法

工型長桁由左右兩側腹板面組合而成，目前主流的腹板面預成型方式是手工鋪疊熱壓罐預成型，先將預浸料鋪成平板狀，按長桁尺寸將其裁剪成合適寬度鋪疊成平板坯料，并手工彎折至長桁鋪疊模上，如圖6所示，在彎折過程中會在坯料上形成大量褶皺，如圖7所示，而在熱壓罐預成型過程中由于金屬工裝的膨脹系數高于坯料，還會產生新的褶皺，這些褶皺會影響后續組合固化后長桁的內部質量。

針對此現象，將腹板面預成型方式改為熱隔膜成型，并降低預成型溫度。與手工鋪疊方法相比較，熱隔膜成型時坯料彎折可以實現整體加溫加壓，如圖8所示，既避免彎折過程中褶皺的形成，也避免了熱壓罐預成型過程中形成的褶皺，改善了坯料成型質量。

工藝溫度決定著預浸料層板的層間滑移速率和變形速率，對層板在真空負壓作用下的整個變形過程有極大影響。本試驗擬通過研究95 ℃、105 ℃、115 ℃不同溫度下制備的C型預浸料表面質量狀況，初步確定熱隔膜成型基本溫度參數。預浸料牌號及層板厚度也會直接影響預成型后表面質量，因此以生產常用預浸料為研究對象，分別試驗預浸料牌號及厚度對C型預浸料表面質量的影響。以雙馬樹脂預浸料為例，分別在95 ℃、105 ℃和115 ℃下進行熱隔膜成型，成型后預浸料表面質量如圖9所示?？梢钥闯鰷囟仍?5 ℃時預浸料表面褶皺較多，105 ℃和115 ℃時表面質量較好。

以雙馬樹脂預浸料為例，在預浸料坯料層數分別為9、14、16、20四類情況下進行熱隔膜成型，成型后預浸料表面質量如圖10所示。從圖中可以看出，預浸料坯料層數在16層以下時，成型質量較為穩定，表面褶皺較少，層數超過16層后，表面褶皺大幅度增加，成型質量差。

3.3 成型工裝結構形式優化

目前現有長桁成型工裝結構形式如圖11所示，固化時作用到工裝上表面的壓力只提供向下的分力，沒有向內的分力，固化時長桁工裝邊緣受壓翹曲，造成臥邊加壓不足，邊緣厚度最厚，易發生分層缺陷及厚度超差。

針對此問題，將長桁工裝結構形式進行改變，將工裝非工作面兩側去除部分，結構形式如圖12所示。原有工裝制備的對照試驗件編號為S-04，改型后工裝制備的試驗件編號為S-05。對試驗件S-04和S-05進行無損檢測，無損均合格。改型前后長桁工裝試驗件如圖13和圖14所示。

改型前長桁工裝邊緣翹曲，使得固化后長桁邊緣厚度偏厚，對比改型前后長桁臥邊厚度（圖15上圖為改型前，下圖為改型后），工裝改型前長桁臥邊厚度為2.44 mm，工裝改型后長桁臥邊厚度為2.24 mm，可以看出改型后工裝向內的分力，使得長桁臥邊厚度和邊緣富樹脂情況得到明顯改善。

3.4 原材料工藝性能優化

3.4.1 優化預浸料工藝狀態

預浸料性能指標有許多，如樹脂流動度、粘性、揮發分含量等，本試驗通過跟蹤統計不同批次進行數據積累，并根據數據與制件合格率的對應關系，找出材料性能與工藝性能之間的關系。本試驗對四個批次，每批次五個卷號的預浸料進行流動度測試，測試溫度為150 ℃，測試結果如圖16所示。預浸料流動度與制件合格率對應關系示意如圖17所示。

由圖16和圖17可看出，不同批次預浸料流動度差異較大，流動度的大小對制件合格率有一定的影響。預浸料流動性差，固化時制件的內部空隙不能被樹脂完全填充，無法消除制件空隙就會有分層缺陷的發生。

3.4.2 優化膠膜工藝狀態

膠接共固化工藝中膠膜的狀態成為影響長桁膠接質量的關鍵因素，試驗選取的膠膜為高溫結構膠粘劑J-116B，從膠膜標準分析，其質量受環境溫濕度影響較大，因此本試驗制備了熱烘干膠膜拉剪試片，膠膜熱烘干參數為70 ℃，15 min，編號為S-06、S-07；吸濕后膠膜拉剪試片S-08、S-09，S-08是將膠膜全部浸水，S-09是在膠膜表面輕微灑水。熱烘干膠膜和吸濕后膠膜粘接碳纖試驗件，熱烘干膠膜試驗件無損合格，吸濕后膠膜試驗件無損為脫粘，對合格與脫粘試驗件分別進行剖切，剖面示意圖如圖18和圖19所示。

對膠膜拉剪試片進行拉剪強度測試，測試報告如表1所示。

S-06和S-07拉剪強度最小值和平均值均在34-37之間，S-09拉剪強度雖然合格，但測試值僅略高于參考值下線，S-08拉剪強度不合格，平均測試值只有15左右，由此可見膠膜吸濕程度對粘接性能影響明顯，膠膜吸濕度越大，粘接強度越低。

3.5 優化固化工藝參數

3.5.1 取消蒙皮預吸膠

固化參數優化前壁板預吸膠的程序設定為溫度升至125 ℃加壓，在125±5 ℃下保溫10 min后降溫。預吸膠后的固化程序為：溫度升至70 ℃加壓，繼續升溫至185 ℃，在185 ℃～190 ℃下保溫固化60 min，再升溫至200 ℃，在200±5 ℃下保溫后處理300 min，降溫。取消預吸膠直接進行零件的固化，有可能導致零件內小分子不能充分排除，從而導致零件內部產生質量缺陷。已有研究表明，通過結合預浸料粘溫特性曲線，優化零件的固化工藝參數，可以有效改善復合材料的內部質量。取消預吸膠的固化程序參數調整為：在溫度升溫至185 ℃之前，增加125±5 ℃溫度下保溫10 min這一保溫段。

取消預吸膠、優化固化參數后通過無損檢測對零件內部質量監測，零件無分層和空隙密集缺陷產生。對零件厚度監測，零件厚度可以控制在±8 %。取消零件預吸膠直接固化，在固化過程中選擇合適的工藝蓋板，可以減少預吸膠過程中帶來的表面褶皺，從而優化零件的表面質量。

3.5.2 增加長桁固化壓力促進數脂流動

預浸料樹脂流動度是影響預浸料工藝性能的主要因素。由于國產預浸料性能指標不穩定性，更換不同批次預浸料時可能引起較大的批次性質量波動，對生產造成不良影響。因此通過根據不同批次預浸料的樹脂流動度，調整固化參數。增加固化壓力，可增加固化過程中樹脂流動的流動性，減少由于樹脂流動性差造成的長桁局部貧膠分層缺陷。

4 結語

本文通過對壁板類復合材料零件在制造過程中產生的質量缺陷開展工藝研究與改進，優化了工藝參數，對航空產品制造質量起到了積極提升的作用，具體結論如下：

（1）鋪層式制備0°纖維束質量最好，0°纖維填充區最飽滿，纖維層間結合最為緊密，可大大改善制件0°纖維區域分層的內部質量缺陷。

（2）熱隔膜預成型工藝方法可大大改善制件表面外觀質量，減少褶皺的形成，也可避免褶皺帶來的制件內部質量問題。

（3）新結構的成型工裝可改善制件的邊緣效應，減少邊緣分層及厚度超差缺陷。

（4）盡可能選用流動度大于10的預浸料，可大大提升制件的合格率。

（5）膠膜使用前需進行烘干處理，烘干參數70 ℃，15 min。

（6）對流動性低于10的預浸料，調整固化參數，增加固化壓力，將組合固化壓力升至900 MPa。對流動性高于10的預浸料批次，逐步降低組合固化壓力，目前為800 MPa，要按實際制件質量對固化參數進行對應微調。

參 考 文 獻

［1］NIU M C. 實用飛機復合材料結構設計與制造［M］. 程小全， 張紀奎， 譯. 北京： 航空工業出版社， 2010： 2-4.

［2］周雷敏，孫沛．波音787客機的復合材料國際化制造［J］．高科技纖維與應用，2013，38（2）：57-61．

［3］吳志恩．A350的復合材料構件制造［J］．航空制造技術，2013（13）：32—35．

［4］趙稼祥．碳纖維復合材料在民用航空上的應用［J］．高科技纖維與應用，2003，28（3）：1-4．

［5］ZHANG X，LI Y.Damage tolerance and fail safety of welded aircraft wing panels［J］.AIAA Journal，2012，43 （7）：1613-1623.

［6］ROUSE M，AMBUR D R.Damage tolerance and failure analysis of a composite geodesically stiffened compression panel［J］.Journal of Aircraft，2015，33（3）：582-588.

［7］CHRISTOS C C，MINNETYAN L.Defect/damage tolerance of pressurized fiber composite shells ［J］.Composite Structures，200 51（2）：159-168.

［8］GURDAL Z，TATTING B F，WU C K.Variable stiffness composite panels：Effects of stiffness variation on the in-plane and buckling response［J］.Composites Part A，2008，39（5）：911-922.

［9］趙群，丁運亮，金海波.基于壓彎剛度匹配論則的復合材料加筋板結構優化設計［J］.南京航空航天大學學報，2010，42（3）：357-362.

［10］喬巍，姚衛星.復合材料加筋板鋪層優化設計的等效彎曲剛度法［J］.計算力學學報，201 28（1）：158-162.

［11］肖志鵬，錢文敏，周磊.考慮壁板剛度匹配的大型飛機復合材料機翼氣動彈性優化設計［J］.北京航空航天大學學報，2018，44（8）：1629-1635.