先進復合材料結構裝配應用與前景分析

仲小慧，高培軼，劉義明

先進復合材料結構裝配應用與前景分析

仲小慧，高培軼，劉義明

（航空工業西安飛機工業（集團）有限責任公司，陜西 西安 710089）

基于科學技術的迅猛發展，飛機先進復合材料的運用更加廣泛，國家高度重視飛機結構研發，當前復合材料結構裝配協調技術具有多項功能，包括結構的整體性、可設計性等?；诖耍U述了關于飛機裝配協調技術的研究與分析，簡析了當前飛機先進復合材料結構裝配協調技術現狀，最后提出飛機先進復合材料結構裝配協調技術未來發展趨勢，以期為裝配協調的理論和技術提供借鑒。

復合材料；結構裝配；協調技術；發展趨勢

1 關于飛機裝配協調技術的研究與分析

1.1 協調要素、協調關系

諸多不協調問題存在于飛機裝配結構中，嚴重影響飛機性能。造成飛機裝配結構不協調的因素包括零件設計、零件加工、工裝制造等。新時期，為有效解決飛機裝配中的不協調問題，將提升飛機制造進度作為重要研究課題，通過初步構建協調模型，建立總體的工藝設計方案，將協調內容、協調方法、協調依據納入方案設計內，并將模型構建建立在產品設計的基礎上，利用三維模型呈現飛機產品設計的尺寸和性質[1]，從而體現整體的信息內容，飛機協調模型關系能夠直觀反映飛機的形狀與尺寸，并結合飛機的裝配結構，篩選出適合的組件、部件工藝裝備，從而滿足飛機裝配零件中的控制標準。

1.2 裝配協調誤差與系統開發

在飛機裝結構裝配中協調模型容易出現零件加工誤差，此類誤差嚴重影響著協調模型關系。零件加工主要控制零件的尺寸和零件形狀，在飛機零件加工中，變形誤差包括很多種，零件的薄壁零件會因為夾持、制孔、重力等因素產生變形的現象。配合定位誤差也是飛機結構裝配中的誤差因素，在零件定位時，裝配零件、裝配設備要盡可能地貼合實際，并減少零件的平移和轉動，將誤差控制在最小范圍內[2]。重定位誤差是在飛機結構中定位時產生的誤差，基于零件的不同層次，其制造基準和定位之間存在一定的差異性，從而形成重定位誤差。

2 當前飛機先進復合材料結構裝配協調技術現狀

飛機先進復合材料基于本身屬性的不同，受影響的因素也不相同，由于復合材料樹脂固化收縮、模具熱膨脹系數等因素不同，直接影響復合材料制造后的尺寸精度。如果飛機復合材料部件位置不匹配，將嚴重影響后續的處理。采取強制的處理方法，金屬部件會產生變形的現象，增加了額外的應力，加之復合材料眾多的不確定因素，加劇了結構裝配協調問題。復合材料的高剛度難以將其制壓到合適位置上，對于不符合標準的構件，一般采用加墊補償的方式進行適當的配合，這增加了經費成本，因此必須提高結構裝配協調技術的創新性，減少各項因素影響而產生的誤差。

3 飛機先進復合材料結構裝配協調技術未來的發展趨勢

3.1 數字量化技術

飛機結構裝配協調技術中的數字量化技術通常采用的是數字化測量設備，包括經緯儀、激光跟蹤儀和激光雷達等。利用經緯儀測量的原理為：在測量水平角和垂直角時可以測量單點的坐標值，并且需要2臺以上的經緯儀，便于測量空間交會測量坐標系。激光跟蹤儀則能夠有效實現角度和單點的三維坐標值測量，其原理是利用激光發射器、傳感器、信號接收器、中央處理器進行聯動工作，從而提升測量值的精確度。激光雷達主要是用來輔助飛機裝配，在測量精度上僅次于激光跟蹤儀。

3.2 虛擬裝配技術

虛擬裝配技術需要的環境狀態必須具備可裝配性分析評價，其中裝配模型主要控制零件的數模，規劃結構裝配的路徑，并從結構裝配模型中獲取重要的信息數據。虛擬裝配技術中包括的研究內容有裝配模型信息，其模型是將數字化預裝配序列規劃為前提。在虛擬制造技術、數字化預裝配角度下，裝配模型是一種集成化的信息模型，支持產品設計的全周期，涉及裝配相關的所有活動，如產品的定義、生產規劃以及相關的各個子過程裝配。裝配序列規劃是基于裝配序列角度出發，從裝配模型推導出裝配序列的難點，并具體研究分析裝配序列之間的可執行性，確保呈現的分析結果將各序列的完整性和準確性清晰地表達出來，進一步滿足裝配序列的存儲空間要求。裝配路徑規劃指的是零件在數字化裝配空間中的動態軌跡，確保最終實現無碰撞、無干涉的裝配，進一步提升零件裝配性能。在數字化結構裝配中的碰撞、干涉檢查包括裝配路徑干涉檢驗、間隙體積計算等，在3D物理模型的數字化預裝配理念下，必須嚴格控制結構裝配中因碰撞產生的相互作用，減少物體之間的重疊現象。

3.3 飛機自動化裝配技術

飛機自動化裝配技術中包括自動運輸技術，在線數字化測量、定位和監控技術，柔性工裝技術和建造移動裝配生產線，例如波音767飛機采用的移動生產線，如圖1所示。通常采用飛機設計測量點設計，通過坐標系統建立，利用激光跟蹤儀平臺設計，從而更好地提升支撐結構的剛性。對于機身的大部間柔性裝配，采用多構型機身段裝配平臺進行數字量測量定位。對于多點可調支撐結構設計技術而言，其設計的關鍵點在于需要采用數字量驅動調整方法，利用激光跟蹤儀測量定位系統，提升結構支撐結構的剛性設計效果，對于機身部件的調整，采用可調整、數字控制、支撐結構平臺控制方法，結合數字量進行測量和定位，采用脈沖移動生產線。多點成形技術的實施是建立在柔性工裝設計的基礎上，采用離散點的思路以點帶面。柔性工裝技術優勢在于縮短飛機結構裝配型架制造周期，可以代替固定的裝配型架，并且一套柔性工裝能夠裝配多種飛機零件。

圖1 波音767飛機移動生產線

3.4 自動制孔技術

當前采用的制孔技術設備包括自動鉆機制技術、機器人制孔技術、精密數控控制孔中心。其中，機器人制孔技術是根據機器人自身的優點，用于復雜的外形結構制孔，比手工制孔效率更高，最大化提升制孔質量，減少石墨粉塵對人體的傷害。精密的數控加工中心制孔采用的是第四代快速裝配技術，結構設計呈模塊的形式，并對制造提出更高的要求，基于飛機本身的使用壽命對制孔的精度要求更高，在質量要求上更精細化。

4 結構裝配協調技術未來發展趨勢

4.1 復合材料構建裝配偏差與公差設計

復合材料構建裝配偏差與公差設計具有自身的特殊性質，主要體現在模型設計時要充分考慮飛機復合材料的向異性、高剛性和脆性，在未來的設計中，要加強復合材料構件的制備工藝，加緊研發構件變形的方法，明確掌握變形規律和統計分布的基礎數據。根據飛機生產批量、協調路線長和工藝裝備，全面考慮影響生產方法的各因素，加強對傳統變形工藝分析，并從中汲取經驗，確保為相關構件裝配偏差建模與公差設計理論體系研究提供參考。

4.2 復合材料裝配應力對疲勞性的影響

復合材料構件的制造偏差在形狀協調過程中引入裝配應力，從而對復合材料的疲勞性產生影響，包括開孔、厚度、變截面等形狀部位。在應力的作用下，構件的細節部分應力集中，能夠有效降低結構疲勞程度。然而影響先進復合材料結構的因素諸多，且因力學性能特點容易產生疲勞損傷現象。在結構的相互作用下，復合材料能夠發揮自身的優勢，將疲勞影響控制在最小范圍內。因此，相關人員要科學合理地分析影響復合材料結構裝配的疲勞性能，并積極引進國內外先進的設計辦法，延長構件的使用壽命，利用DFR方法中的參數值方法進行構件壽命分析，經過復合材料疲勞模型分析，總結各方面的影響因素，并不斷探索復合材料結構裝配協調工藝和補償方案設計存在的未知問題。

4.3 復核材料裝配應力的工藝方法

飛機先進復合材料裝配架型作為控制飛機裝配準確度、協調度的重要手段，復合材料裝配過程中更加依賴于裝配型架，所實施的任務在型架上完成。為有效提升結構裝配協調性，要合理優化定位方法，充分考慮裝配復合材料的應力，控制構件裝配偏差，合理考量位姿、形狀和內應力的定位，并在裝配協調中尋找內應力場，從而提升復合材料結構的疲勞性能。采用科學的下架方式，將復合材料構件置于約束狀態，在此作用下，構件內部應力場在下架過程中隨著應力的變化而變化，確保在復合材料構件裝配結束后，連成受力整體，充分考慮構件定位在組合作用下的損傷行為，盡可能減少復合材料構件局部損傷。

5 結論

綜上所述，飛機先進復合材料結構裝配協調技術對飛機構件的整體性能有重要影響，先進復合材料在國家經濟發展和航空事業發展中具有經濟優勢，在新時代發展下的結構裝配協調技術更加成熟，在材料發展和研究水平上還應加緊創新和探索，隨著行業對結構裝配的輕量化、制造的自動化、能耗低碳化等需求的不斷增長，加快復合材料的制造技術創新必將成為未來發展的必然趨勢。

［1］王華.飛機先進復合材料結構裝配協調技術研究現狀與發展趨勢［J］.航空制造技術，2018，61（7）：26-33.

［2］陳濟桁.2019年航空復合材料產業發展回顧與展望［N］.中國航空報，2020-03-13（007）.

V262.4

A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.12.067

2095－6835（2020）12－0152－02

〔編輯：王霞〕