飞机复合材料C型框研究

飞机复合材料 C型框研究

黄华

航空工业哈飞， 黑龙江哈尔滨 150066

摘要：现阶段，基于科学技术的迅猛发展，飞机先进复合材料的运用更加广泛，国家高度重视飞机结构研发，当前复合材料结构装配协调技术具有多项功能，包括结构的整体性、可设计性等。基于此，阐述了关于飞机装配协调技术的研究与分析，简析了当前飞机先进复合材料结构装配协调技术现状，最后提出飞机先进复合材料结构装配协调技术未来发展趋势，以期为装配协调的理论和技术提供借鉴。

关键词：飞机；复合材料；C型框研究

引言

对于要求比强度和比刚度高的结构而言，复合材料是一种理想的选择。飞机是典型的对重量敏感的运输工具，在飞机结构中使用复合材料能够获得很高的成本效益。先进复合材料具有性能可设计以及易于整体成形等许多优异特性，将其应用于飞机结构上，可比常规的金属结构减重25％~30％，并可明显改善飞机的气动弹性特性，提高飞行性能，这是其他材料无法或难以实现的。空客A380和波音787的研制成功，标志着复合材料在飞机结构的低成本技术已经达到了可以实际应用的新纪元，复合材料结构占飞机结构质量不低于50％已是不可逆转的潮流。

1概述

随着民用航空技术的发展，我国民用飞机的研发跨入快速发展阶段，给先进材料、结构以及设计等技术领域的研究带来蓬勃的发展机遇。复合材料的使用比例已成为当代先进民用客机的重要标志，为了研制有竞争力的大型客机，我国在复合材料结构的研究上加大了投入，随着复合材料结构逐渐成熟，其应用逐渐向非承力结构—承力结构—主承力结构扩展，复合材料使用量也得到极大提升。而对于已开始广泛应用的复合材料结构，受载情况比较复杂，作为主承力结构，多数受弯、剪、扭的复合载荷，静载、动载、疲劳载荷，有的部位还可能在过屈曲状态下受载，损伤模式复杂多样，不易从表面观察到。如果这些损伤和潜在危险不能及时发现，就有可能导致结构突发性破坏，造成结构失效，这为保证飞机结构的安全性提出了新的要求，复合材料结构安全使用面临严峻的挑战。而结构健康监测技术作为一种在保证飞机安全和降低飞机运营成本方面具有巨大潜力的先进技术，开始成为航空业界研究的热点，给飞机结构健康监测技术带来发展契机。国内相关科研机构、高校和主机厂所组成联合研究团队，在相关课题的支持下，以民用飞机主体结构大量采用复合材料的应用需求为背景，深入开展了飞机结构SHM技术研究工作。

2关于飞机装配协调技术的研究与分析

2.1协调要素、协调关系

诸多不协调问题存在于飞机装配结构中，严重影响飞机性能。造成飞机装配结构不协调的因素包括零件设计、零件加工、工装制造等。新时期，为有效解决飞机装配中的不协调问题，将提升飞机制造进度作为重要研究课题，通过初步构建协调模型，建立总体的工艺设计方案，将协调内容、协调方法、协调依据纳入方案设计内，并将模型构建建立在产品设计的基础上，利用三维模型呈现飞机产品设计的尺寸和性质，从而体现整体的信息内容，飞机协调模型关系能够直观反映飞机的形状与尺寸，并结合飞机的装配结构，筛选出适合的组件、部件工艺装备，从而满足飞机装配零件中的控制标准。

2.2装配协调误差与系统开发

在飞机装结构装配中协调模型容易出现零件加工误差，此类误差严重影响着协调模型关系。零件加工主要控制零件的尺寸和零件形状，在飞机零件加工中，变形误差包括很多种，零件的薄壁零件会因为夹持、制孔、重力等因素产生变形的现象。配合定位误差也是飞机结构装配中的误差因素，在零件定位时，装配零件、装配设备要尽可能地贴合实际，并减少零件的平移和转动，将误差控制在最小范围内[2]。重定位误差是在飞机结构中定位时产生的误差，基于零件的不同层次，其制造基准和定位之间存在一定的差异性，从而形成重定位误差。

3试验过程及结果

加载系统由加载电机、加载丝杠、端部固定装置以及约束盖板组成。加载的原理为利用丝杠将电机的旋转运动转换为试件夹持端的水平运动，两侧丝杠螺纹方向相反，可以产生对称位移，同时记录电机转动圈数、夹持端载荷、试件关键点应变等数据。为测量加载过程中试件翘曲对垂直方向约束的反作用力，试验中在盖板下方安装力传感器。试验过程中同时记录两个加载端的相对位移和两个加载端的载荷。取两端相对位移和两端载荷的平均值就可得到载荷位移曲线。递增削层方案的平均极限载荷为288kg，递减削层方案的位移极限载荷为316kg，递减削层方案比递增削层方案平均极限载荷大10%左右。在整个加载过程中，碳纤维复合材料C型框会出现下列现象：（1）在位移较小的情况下试验件发生弹性变形，位移载荷曲线呈线性，无损伤发生。（2）在载荷达到一定值时，试件发生翘曲，盖板对试件提供面外支撑载荷，试件的刚度增大但不影响整体加载。并会有轻微的脆响出现。（3）在载荷较大的情况下，试件顶部区域的外缘条可能会发生大变形，该处的应变值会增大，载荷发生突变，但试件并未破坏仍能继续加载。外缘条出现分层，且分层扩展缓慢。（4）在达到破坏载荷后，试件顶部区域的外缘条在压应力作用下迅速分层并扩展，最终导致该截面破损，C型框的承载能力迅速下降。

4结构装配协调技术未来发展趋势

4.1复合材料构建装配偏差与公差设计

复合材料构建装配偏差与公差设计具有自身的特殊性质，主要体现在模型设计时要充分考虑飞机复合材料的向异性、高刚性和脆性，在未来的设计中，要加强复合材料构件的制备工艺，加紧研发构件变形的方法，明确掌握变形规律和统计分布的基础数据。根据飞机生产批量、协调路线长和工艺装备，全面考虑影响生产方法的各因素，加强对传统变形工艺分析，并从中汲取经验，确保为相关构件装配偏差建模与公差设计理论体系研究提供参考。

4.2复合材料装配应力对疲劳性的影响

复合材料构件的制造偏差在形状协调过程中引入装配应力，从而对复合材料的疲劳性产生影响，包括开孔、厚度、变截面等形状部位。在应力的作用下，构件的细节部分应力集中，能够有效降低结构疲劳程度。然而影响先进复合材料结构的因素诸多，且因力学性能特点容易产生疲劳损伤现象。在结构的相互作用下，复合材料能够发挥自身的优势，将疲劳影响控制在最小范围内。因此，相关人员要科学合理地分析影响复合材料结构装配的疲劳性能，并积极引进国内外先进的设计办法，延长构件的使用寿命，利用DFR方法中的参数值方法进行构件寿命分析，经过复合材料疲劳模型分析，总结各方面的影响因素，并不断探索复合材料结构装配协调工艺和补偿方案设计存在的未知问题。

4.3复核材料装配应力的工艺方法

飞机先进复合材料装配架型作为控制飞机装配准确度、协调度的重要手段，复合材料装配过程中更加依赖于装配型架，所实施的任务在型架上完成。为有效提升结构装配协调性，要合理优化定位方法，充分考虑装配复合材料的应力，控制构件装配偏差，合理考量位姿、形状和内应力的定位，并在装配协调中寻找内应力场，从而提升复合材料结构的疲劳性能。采用科学的下架方式，将复合材料构件置于约束状态，在此作用下，构件内部应力场在下架过程中随着应力的变化而变化，确保在复合材料构件装配结束后，连成受力整体，充分考虑构件定位在组合作用下的损伤行为，尽可能减少复合材料构件局部损伤。

结语

在新时代发展下的结构装配协调技术更加成熟，在材料发展和研究水平上还应加紧创新和探索，随着行业对结构装配的轻量化、制造的自动化、能耗低碳化等需求的不断增长，加快复合材料的制造技术创新必将成为未来发展的必然趋势。

参考文献

[1]牛春匀.实用飞机复合材料结构设计与制作[M].北京:航空工业出版社，2010，2-2.

[2]中国航空研究院.复合材料结构设计手册[K].北京:航空工业出版社，2001，1-1.

[3]沈真.碳纤维复合材料在飞机结构中的应用[J].高科技纤维与应用，2010，35（4）:1-4.