大面積復合材料蜂窩夾芯結構變形淺析

荊磊

摘 要：近年來，隨著復合材料技術的飛速發展，其優異的力學性能日益凸顯，并在諸多領域得到應用。在非承力或此承力結構部位，已逐漸取代傳統金屬材料，甚至一些特種飛行器全機身均由復合材料構成。但受設計、工藝等諸多因素影響，復合材料結構件在制造工程中會暴露諸多問題。本文將結合工程中遇到的問題，通過試驗驗證，針對大面積復合材料蜂窩夾芯結構的變形情況，淺析其成因及解決辦法。

關鍵詞：復合材料 蜂窩夾芯結構 變形

中圖分類號：TB33 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2019）03（b）-0101-02

1 復合材料夾芯結構變形概述

某型固定翼客機的客艙平板由多塊大面積復合材料蜂窩夾芯結構件拼接組成。在制造過程中，同一批次的所有復合材料蜂窩夾芯平板在加溫固化后，均呈現不同程度、不規則的變形，如對角線翹起變形、拱橋式中間翹起變形、單邊翹起變形，個別蜂窩夾芯平板的最長邊（1920mm）翹起間隙達15mm以上。

2 復合材料夾芯結構變形原因分析

在不考慮工藝方法和施工過程中人為、設備影響等外界因素情況下，僅從產品設計角度分析致使零件大曲率變形的原因。

考慮到這種平板結構的大曲率變形情況，在該型客機的研制及定型階段均未出現過，結合產品圖樣分析區別得到；平板結構未更換蜂窩及碳纖維材料的牌號，僅對嵌入件周圍的填料和一層碳纖維的鋪層方向進行過調整，故從這兩個方向分析可能致使零件大曲率變形的原因。

假定變形是由嵌入件周圍更換新的阻燃填料引起，那么在復合材料蜂窩夾芯平板結構上的變形應呈明顯的、有規律的階差性變形，并且變形部位應主要集中在嵌入件附近。而實際情況是平板變形為圓滑過渡、均勻翹起，并沒有集中明顯在某些嵌入件周圍，故排除因更換填料牌號引起變形的可能性。

本次設計的復合材料蜂窩夾芯平板，結構形式設計成蜂窩上、下表面的碳纖維鋪層數量為非對稱形式，上、下表面僅相差一層碳纖維鋪層。這種結構形式可能會對復合材料零件的成型情況產生一定的影響，但結合實際工程制造情況，該蜂窩夾芯平板結構件在早期產品中，并沒有發生這種大曲率的變形翹起缺陷，故本次可暫時排除因蜂窩上、下表面為非對稱結構而使批量生產的產品發生變形的可能性。

在小批生產階段，強度設計人員曾建議調整蜂窩上表面、緊貼蜂窩的一層纖維的方向，平板的上表面從外到內的鋪層順序由BAA改為BAB，使其單側對稱（在工程應用中通常設方向代號：A為0°方向，B為±45°方向，C為90°方向，E為任意角度方向。）。理論上，蜂窩夾芯結構纖維鋪層方向單側對稱，對提高結構件的剛度、面內穩定性有一定的幫助，并能減小相鄰鋪層間的應力，預防樹脂基過早產生撕裂、分層等缺陷。但考慮到本零件產品蜂窩上下表面的鋪層數量均較少，更改單層纖維的鋪層方向可能對結構件成型效果有一定的影響。

3 影響復合材料夾芯結構變形的驗證試驗

此前，無明顯證據能證明緊貼蜂窩處一層碳纖維的鋪層方向由0°改為±45°會對夾芯結構的變形情況有影響，故需提試驗件驗證恢復鋪層方向為后，檢驗其變形量是否會減小或消失。

3.1 試驗方案

新制平板試驗件兩件，為保證對比試驗的可參考性，兩件試驗件除平板上表面緊貼蜂窩處碳纖維的鋪層方向一處更改外，其余均按原圖要求加工，并將兩件試驗件同時至于同一熱壓罐中固化加工，保證工藝方法完全一致。

3.2 試驗結果

在不改變工藝方法的情況下，按BAA鋪層方向的新制試驗件的變形情況較輕微，在最長邊 （1920mm）處翹起變形不大于3mm。而按BAB鋪層方向的新制試驗件仍存在一定程度上的變形，在最長邊方向翹起大于10mm。本次試驗驗證了改變單層纖維方向，會對蜂窩加芯結構件成型有一定的影響。

3.3 解決方法

故參照試驗結果，調整現有復合材料蜂窩夾芯結構平板的纖維鋪層方向，恢復原鋪層形式。

以目前的工藝方法和現有材料，不能完全避免或消除在制造大尺寸復合材料蜂窩夾芯平板結構時發生的翹曲情況，并且在最大長度尺寸方向上的微量翹曲并不影響使用，故應規定此類產品的驗收原則。參考國外此類零件的驗收技術條件，更改現有驗收技術條件，并規定檢驗時在產品連接點上施加85N集中力后，測量檢驗平臺與平板間的間隙，間隙不得超出0.75mm，否則予以報廢。

4 復合材料夾芯結構變形分析

4.1 變形原因分析

此次試驗不足以說明一層纖維的鋪層方向是決定復合材料蜂窩夾芯結構平板的唯一變形原因，只能說明它可能對結構變形有影響。

優化結構設計方案、制訂正確的成型工藝、加強操作過程中質量控制、減少蜂窩夾芯結構產品的缺陷與損傷，是有效防止蜂窩夾芯結構變形的方法。復合材料蜂窩夾芯結構變形的可能原因有很多，我們僅從產品設計和工藝方法的角度分析對變形影響的可能因素：

（1）蜂窩缺陷。

蜂窩提供給復合材料面板一個橫向支撐，避免面板的局部失穩，而蜂窩的材質、高度、密度、截面形狀等又對蜂窩性能有一定的影響。蜂窩是一種薄壁、有彈性、可機械加工的結構，其所承受拉、壓載荷過大是會發生褶皺、撕裂、塌陷等變形缺陷，而蜂窩厚度偏厚、蜂窩空隙偏大、蜂窩切角角度偏小等也會造成蜂窩變形。通常，復合材料蜂窩夾層平板結構為蜂窩下陷形式，蜂窩切角預成型后尺寸不穩定同樣會造成蜂窩缺陷，因此簡化蜂窩設計，合理選擇蜂窩材質、高度、密度、截面形狀、增加過渡區，也可有效減少蜂窩發生缺陷的可能性。

（2）鋪層形式。

經驗證，蜂窩夾芯結構的上、下表面的纖維鋪層方向對其結構成型效果有一定的影響。非對稱形式的纖維鋪層方式使蜂窩夾芯上、下表面受力不一致，可能造成結構件在固化成型后產生變形。

（3）濕熱變形。

濕熱變形同樣是影響復合材料結構變形的因素之一，樹脂基材料一般是低、中、高溫固化，常溫使用。樹脂基體易于吸濕，可改變材料的含膠量。這種溫度變化和材料含膠量的變化都可能引起復合材料結構件發生濕熱變形。

（4）工藝方法。

典型的固化成型方法包括一次共固化和二次共固化兩種方式。一次共固化是指蜂窩夾芯結構中的內、外面板和蜂窩一次共固化成型。二次共固化是指蜂窩加芯結構中的內、外面板分別固化成型后，再與蜂窩共固化成型。內、外面板分別固化后變形較大，與蜂窩共固化時對變形略有抑制作用。相對比，二次固化對樹脂基材料性能影響較大，加速樹脂基材料的老化，并對夾芯結構變形沒有明顯的抑制作用。因此，除復雜結構的復合材料零、組件不得不用二次固化的情況外，一般不推薦使用二次固化成型。

4.2 復合材料夾芯結構設計要求

針對以上幾種對變形影響的因素，我們總結出在設計復合材料蜂窩夾芯結構零件時應遵循以下建議：

（1）選擇合適的蜂窩材料，并嚴控零、組件制造質量。

（2）蜂窩夾芯結構的內、外面板應采用對稱形式，并應保證各自對稱或半對稱。

（3）成型方法優先采用一次共固化成型。

（4）充分考慮工藝分散性對成型結構的影響。

5 結語

根據以上設計要求，設計復合材料蜂窩夾芯結構件的結構形式，可有效防止蜂窩夾芯結構件因設計原因產生的變形。

如以上方法仍然不能有效的控制夾芯結構的形變情況，可考慮更換夾芯結構形式，以新型夾芯結構替代原有正多邊形蜂窩夾芯結構，如可替換的夾芯結構有不銹鋼點陣夾芯結構、金字塔點陣夾芯結構、沙漏型點陣夾芯結構和多層沙漏型點陣夾芯結構，均能有效抑制復合材料夾芯結構的形變情況。

參考文獻

[1] 中國航空研究所.復合材料結構設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2001.

[2] 朱銀垂，朱金榮.大型復合材料蜂窩夾層結構變形控制設計[A].第十四集全國復合材料學術會議[C].2006.

[3] 臺元月，卞航，李春林，等.復雜曲面夾層結構復合材料制件成型工藝研究[J].科技創新與應用，2016（28）：15-16.