直升機底部復合材料壁板固化參數優化

趙云+李建偉+張少華

摘 要：復合材料被廣泛應用于航空領域，大型整體成型技術是復合材料發展的方向和關鍵技術之一。從工藝層面入手，結合某型直升機底部壁板的實際制造問題，通過分析試驗結果，優化了理論固化參數，達到了預定目標，大大降低了產品的報廢率，節約了生產成本。

關鍵詞：直升機；復合材料；固化參數；生產成本

中圖分類號：V258 文獻標識碼：A DOI：10.15913/j.cnki.kjycx.2015.19.016

復合材料具有輕質、高強度和可設計性優越等性能，所以，它被廣泛應用于航空、航天等高科技領域。整體成型技術是復合材料設計制造過程中的關鍵技術，是減少零件和緊固件數目，減輕結構質量，降低生產成本、裝配成本的有效途徑。而大量的復合材料也被廣泛應用于直升機生產領域。隨著復合材料制造工藝技術的提高，復合材料零件的設計也趨向大型化和整體化。底部壁板是復合材料大型化、整體化成型技術在直升機領域的典型應用。

1 直升機底部壁板特點

某型機尾梁采用的是泡沫加強筋多框板共固化復合材料零部件。底部壁板是尾梁中最大的部件之一，零件長約4 m，最寬處約1.8 m，零件質量約24 kg。

該零件使用的材料是國產5224樹脂體系預浸料。在使用過程中，要按照工藝規范或材料標準，在130～140 ℃施加0.1～0.6 MPa的外壓。但是，由于底部壁板尺寸超大，僅真空袋一次使用量就需要16 m2以上，所以，制作真空袋的難度很大，很難保證真空袋的制作質量，并且很多真空袋制作缺陷（砂眼、架橋等）在抽真空條件下是無法發現的，經常在130～140 ℃打壓時出現真空袋破裂的情況，導致零件直接報廢，進而造成巨大的經濟損失。材料標準和工藝規范中規定的固化參數都是在理想情況下（標準試片和標準工裝）測試、總結出來的。而底部壁板工裝為20#鋼，質量約為3.4 t，實際模具熱容、熱分布與理想情況相差甚遠，導致按照材料標準和工藝規范規定的固化參數固化出來的零件質量達不到要求。因此，為了制造合格的底部壁板，必須優化打外壓的溫度和時間，規避真空袋制作過程中存在的缺陷，從而提高零件合格率。

2 底部壁板成型工藝

2.1 底部壁板結構形式

底部壁板是由蒙皮、加強筋和8個框板組成，如圖1所示。蒙皮和框板為碳纖維預浸料，加強筋則由PMI泡沫和碳纖維預浸料組成。加強筋和框板將零件分隔成近100個獨立的單元格，每個單元格相當于1個小的零件。制作真空袋時，必須很小心地處理每個單元格的拐角位置，因為只要有一處架橋，都可能導致整個零件報廢，造成極大的經濟損失。

2.2 成型工藝

加強筋芯材加工流程如圖2所示。

3 技術關鍵及難點

3.1 打壓點的選擇

目前，軍機大部分采用的是國產預浸料，由于國產預浸料使用的樹脂黏度、凝膠點等不是十分穩定，所以，依照621所的材料規范，打壓窗口只有5～10 ℃，難以控制——如果打壓過早，就會導致零件貧膠；如果打壓過晚，則會導致零件分層，而這兩種情況都會直接導致零件報廢。

3.2 真空袋制作

底部壁板的零件被框板和加強筋分隔成近100個獨立的小區域，制作的真空袋必須保證無一處架橋。但是，因為零件比較大，通過人工檢查很難發現問題，一旦遺漏就會使真空袋爆裂，使零件直接報廢。

4 工藝（試驗）方案優化

4.1 確定總體工藝方案

5224樹脂為熱固性樹脂，在固化過程中，會釋放熱量，具體如圖3所示。按照材料標準，推薦固化溫度為（180±5） ℃，固化時間為120～150 min，加壓點為140～145 ℃時，保溫30～60 min。

從圖3中可以看出，當溫度為150 ℃后，反應熱進入一個峰值，所以，在150 ℃之前保溫30～60 min，減緩反應熱的釋放。這對避免樹脂爆聚、提高樹脂固化質量是非常必要的。但是，樹脂的膠聯固化反映是隨時發生的，特別是在140～145 ℃保溫30～60 min后，零件已經發生了部分固化，樹脂流動性變差，這時打壓很容易發生局部貧膠、缺膠，而且它是一個不可逆的過程，一旦發生真空袋爆裂，就會直接出現零件報廢的情況。

參照國外的規范，大部分熱壓罐成型復合材料零件采用的打壓點和保溫點不是同一溫度，絕大部分采用的是常溫打壓。常溫打壓的好處是真空袋爆裂后，可以終止固化過程，重新制作真空袋，減少零件報廢造成的損失。但是，由于5224樹脂體系預浸料工藝性能與國外預浸料相比穩定性較差，根據材料標準推薦的工藝參數可知，其存在一定的風險，因此，研究大型零件的固化工藝參數是十分必要的。

由于底部壁板零件的質量達25 kg，直接用于試驗顯然不合適。因此，標準試片采用不同的固化參數進行固化，然后測試標準試片的力學性能，最后根據測試結果分析、評估打壓點對零件成型質量的影響，并總結制訂底部壁板等大型復合材料的零件固化工藝參數。

4.2 工藝步驟

綜上所述，總結試制工藝如下：①收集數控下料同一批次5224/CF3052。②用5224/CF3052邊角料鋪標準平板，尺寸為150 mm×200 mm，7層0°方向。③利用熱壓罐空閑進罐固化，分4組固化（A，B，C，D），每組三片（A1、A2、A3，B1…）。A組，加外壓溫度為常溫，其他參數與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后3個位置；B組，加外壓溫度為70 ℃，其他參數與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后3個位置；C組，加外壓溫度為100 ℃，其他參數與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后3個位置；D組，加外壓溫度為130 ℃，其他參數與零件一致，3個試片分別放在熱壓罐前中后三個位置。④各個試片固化后，送理化測試層間剪切強度（有條件測孔隙率）。⑤統計各試片測試值。⑥分析總結。

5 驗證試驗

5.1 測試結果

制作完成的試片作理化強度測試，結果如表1所示。各組試片剪切強度曲線如圖4所示。

5.2 測試數據分析

由測試結果可知：①打壓點溫度對試片的接切強度影響不大；②在100 ℃之前打壓試片，剪切強度基本無變化；③在130 ℃以后打壓，試片的剪切強度略有下降。

從測試數據結果分析來看，基本與實際零件生產的經驗相符，所以，可以肯定這不是偶然。

從試驗結果可以看出，打壓點只能提前，不能推遲，特別是真空袋熱壓罐成型工藝零件固化打壓點要盡量選取在樹脂流動性比較好的時候，因此，國外預浸料采用常溫打壓是有道理的。所以，將底部壁板等大型復雜零件的固化工藝參數改為常溫打壓，為了避免升溫過程中真空破裂的風險，有必要進行耐壓測試。固化參數為：真空0.08～0.098 MPa，加外壓0.3 MPa，保持10 min后卸壓到0.15 MPa；以0.55～3 ℃/min的升溫速率，先升溫到130～135 ℃保持30 min，然后，繼續升溫到（180±5）℃，保溫保壓120～180 min，最后，以不大于4 ℃/min的降溫速率降溫到60 ℃以下卸壓、出爐。

6 總結

目前，這項參數優化結果已經被成功應用于某系列型機尾梁壁板零件的生產中，而零件的報廢率也由之前的20%降低到5%以下，大大降低了制造成本，為該系列型機批產任務的順利完成提供了有力的保障，同時，也為其他大型復合材料成型技術提供了寶貴的實踐經驗。

參考文獻

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作者簡介：趙云（1984—），男，安徽南陵人，碩士，工程師，主要從事航空裝備質量監督方面的研究。

〔編輯：白潔〕

Optimization of Curing Parameters of Composite Panels in the Bottom of Helicopter

Zhao Yun， Li Jianwei， Zhang Shaohua

Abstract： Composite materials are widely used in the aviation field， and the large-scale integrated molding technology is one of the key technologies in the development of composite materials. In this paper， based on the process level， combined with the actual manufacturing problems of the bottom wall of a helicopter， through the analysis of the experimental results， the theory of curing parameters， to achieve a predetermined target， greatly reducing the products scrap rate， saving the cost of production. Key words： helicopter； compound material； curing parameter； production costs