張德生，林 明，徐英杰

(1.黑龍江工程學(xué)院 汽車與交通工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150050;2.哈爾濱新科銳工藝裝備制造有限公司，黑龍江 哈爾濱 150060)

無人機(jī)機(jī)翼熱固化變型補(bǔ)償方法的研究

張德生1，林 明2，徐英杰2

(1.黑龍江工程學(xué)院 汽車與交通工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150050;2.哈爾濱新科銳工藝裝備制造有限公司，黑龍江 哈爾濱 150060)

在復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼研發(fā)制造中，為了減少復(fù)合材料制件整體熱固化成型變形、高成本、研發(fā)周期長對整機(jī)的影響，設(shè)計(jì)了一套變形補(bǔ)償控制方法，主要采用不同曲率試片試制獲取變形數(shù)據(jù)，通過修正的截面曲線建立補(bǔ)償曲面作為制造機(jī)翼模具型面的數(shù)模，并通過制造試件驗(yàn)證了補(bǔ)償方法的可行性，對類似問題的解決提供了參考。

復(fù)合材料；熱固化成形；變形；補(bǔ)償；研究

復(fù)合材料比強(qiáng)度高、比剛度高、比模量大、耐久性好、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)和易于整體成形等特點(diǎn)，而倍受飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)師青睞，復(fù)合材料在航空產(chǎn)品中獲得了廣泛的應(yīng)用，并己與鋁合金、欽合金、合金鋼一起成為航空的四大結(jié)構(gòu)材料。復(fù)合材料可制作形狀較復(fù)雜的整體構(gòu)件，構(gòu)件數(shù)量少，剛性高，可靠性好。而無人機(jī)機(jī)翼采用復(fù)合材料制造比金屬件質(zhì)量輕20%～30%，減重效果顯著，減重可有效增加無人機(jī)的續(xù)航里程。然而復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼這種薄壁件在整體熱壓固化成型過程中，由于材料的熱脹冷縮特性和化學(xué)收縮等原因?qū)е聫?fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼會發(fā)生固化變形，強(qiáng)迫裝配必然引起裝配應(yīng)力、密封不好等問題，降低了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的使用壽命。因此，復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼固化變形分析及控制是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

1 復(fù)合材料整體固化成形傳統(tǒng)工藝方法和存在問題

1.1 制造復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼整體固化成形傳統(tǒng)工藝方法

制造無人機(jī)機(jī)翼整體固化成形的傳統(tǒng)工藝方法主要有以下3種：

1)經(jīng)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)樣件、樣件實(shí)際測試、修正不足等，然后再據(jù)修正不足再制樣件、再測量等反復(fù)這個(gè)過程，直至達(dá)到設(shè)計(jì)要求，這樣變形解決較好，但調(diào)試過程時(shí)間較長，造成研發(fā)周期較長，浪費(fèi)大也致成本高。

2)單純采用有限分析軟件分析計(jì)算量往往很大，預(yù)測結(jié)果與實(shí)際制件變形還有偏差，工程應(yīng)用效果不佳，也造成研發(fā)周期較長，成本較高。

3)采用三維模型和模具補(bǔ)償可以減少固化變形，但由于模具材料與復(fù)合材料制件的熱膨脹系數(shù)不同，這種方法成本更高，尤其是對于復(fù)雜的結(jié)構(gòu)，模具的修正加工需要大量的時(shí)間和精力；而且制造復(fù)合材料機(jī)翼零件的熱固形工裝厚度大，其熱容量較大而引起制件變形，并且熱固形模具工裝焊接連接問題，型模焊后變形引起的數(shù)控加工后形模體厚度不均勻問題，也同樣造成研發(fā)周期較長、成本較高。

1.2 傳統(tǒng)工藝方法制造復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼的存在問題

無人機(jī)機(jī)翼屬于薄壁單件生產(chǎn)類型，不能形成一定批次數(shù)量，造成無法通過批量生產(chǎn)獲得對復(fù)合材料成型影響的變形規(guī)律，因此，變形對制件精度的影響并未得到很好解決，影響了復(fù)合材料制件精度，甚至影響其使用，主要有以下3個(gè)方面缺點(diǎn)：

1)熱固化變形。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在經(jīng)歷高溫固化成型及冷卻過程后，由于材料的熱脹冷縮效應(yīng)，基體樹脂的化學(xué)反應(yīng)收縮效應(yīng)，以及復(fù)合材料與成型所用模具材料在熱膨脹系數(shù)上的顯著差異，其制件在室溫下的自由形狀精度與設(shè)計(jì)要求的理想之間會產(chǎn)生一定程度的偏差，導(dǎo)致制件成形不精準(zhǔn)。復(fù)合材料制件變形因素較多，僅從固化變形原因的角度分析，主要有3點(diǎn):①熱變形是指材料的熱脹冷縮效應(yīng)引起的熱變形，殘余應(yīng)力和固化變形的產(chǎn)生通常發(fā)生在從玻璃化轉(zhuǎn)變溫度降至室溫的熱收縮過程中，一般約占固化變形原因的55%。②化學(xué)收縮變形是指基體樹脂化學(xué)反應(yīng)收縮引起的變形，主要發(fā)生在玻璃化轉(zhuǎn)變溫度以前，一般約占固化變形原因的35%。③由模具導(dǎo)致的變形，指復(fù)合材料與成型所用模具材料在熱膨脹系數(shù)上的顯著差異引起的變形，一般約占固化變形原因的10%。

2)模具成本高。在設(shè)計(jì)制造模具時(shí)，大多采用金屬材料整體加工制造，材料成本及加工費(fèi)用較高，周期長。復(fù)合材料模具工裝制造的主要材料是Q235A、Invar等金屬材料，Q235A具有厚度規(guī)格齊全、成本低廉、供應(yīng)充足等優(yōu)點(diǎn)，但其熱膨脹系數(shù)與制件相差較大，因此不適合制造無人機(jī)機(jī)翼精密復(fù)合材料制件；而熱膨脹系數(shù)與制件接近的模具材料Invar成本過高，且厚度規(guī)格有限，通過切削加工制造模具型面存在較大困難。

3)研發(fā)周期長。為了控制固化變形，傳統(tǒng)的方法是在反復(fù)試驗(yàn)(經(jīng)設(shè)計(jì)、生產(chǎn)樣件、樣件實(shí)際測試)的基礎(chǔ)上對固化過程中所用模具的型面進(jìn)行反復(fù)調(diào)整和補(bǔ)償性修正加工不足等，以控制變形程度或抵消變形的影響，但是這樣會消耗掉大量的時(shí)間、材料，以致調(diào)試過程時(shí)間較長，尤其是機(jī)翼整體壁板這種大型的結(jié)構(gòu)如果采用傳統(tǒng)的方法減少固化變形將浪費(fèi)更多的時(shí)間和材料。

目前，復(fù)合材料制件的制造一般不單獨(dú)采用一種方法，而是采用2種或以上綜合方法來制造產(chǎn)品，盡管精度有所提高，但還不能很好解決復(fù)合材料制件變形、成本高和研發(fā)周期長等問題，因此，在保證制件精度要求的前提下，如何更科學(xué)有效地減少變形、降低成本，是復(fù)合材料模具設(shè)計(jì)和制造過程中亟待解決的難題。

2 無人機(jī)機(jī)翼整體固化成形的補(bǔ)償方法分析

以無人機(jī)機(jī)翼零件數(shù)據(jù)模型的型面為原始數(shù)據(jù)，根據(jù)復(fù)合材料制件的數(shù)據(jù)模型幾何特征制作試片，通過試片試驗(yàn)得到變形修正數(shù)據(jù)，并綜合考慮成型過程其它影響因素，對零件數(shù)據(jù)模型的型面進(jìn)行修正計(jì)算，補(bǔ)償成型后所造成的誤差，用修正的結(jié)果數(shù)據(jù)重新構(gòu)建型面，用以制造模具成型面，再制造復(fù)合材料產(chǎn)品，達(dá)到減小誤差，實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)成型的目的。該方法包括如下步驟：

1)不同曲率試片的制備。設(shè)計(jì)一種框架式專用模具，并且該專用模具的型面是帶有一定范圍曲率的曲面，能滿足無人機(jī)機(jī)翼的型面常用曲率的曲面，根據(jù)復(fù)合材料制件的不同型面的結(jié)構(gòu)、特點(diǎn)和零件數(shù)模型面的原始數(shù)據(jù)在專用模具上選擇合適的區(qū)域制造試片，試片的鋪層角度、層數(shù)、固化工藝等均與需要制造的復(fù)合材料制件相同，并且按制件設(shè)計(jì)技術(shù)要求在熱壓罐機(jī)和專用模具上試制試片，以保證試片與復(fù)合材料制件的相似性，在專用模具制備試片示意圖(見圖1)，試片的曲率半徑、位置和數(shù)量選擇要合理，盡量選擇能反映出復(fù)合材料機(jī)翼變型特點(diǎn)的關(guān)鍵位置，如易變形、變形量大、凸凹形狀和關(guān)鍵受力等位置。

圖1 不同曲率試片的制備

2)試片變形量補(bǔ)償數(shù)據(jù)的獲取。通過多組不同位置試片制造完成后進(jìn)行試片測量，進(jìn)行測量結(jié)果和專用模具型面的原始數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析，獲取試片變形前后曲率半徑的關(guān)系、型面角關(guān)系、伸縮率等參數(shù)，建立試片變形量補(bǔ)償數(shù)據(jù)庫。

3)復(fù)合材料機(jī)翼制件的型面幾何特征的提取。在復(fù)合材料機(jī)翼制件選取試片的位置進(jìn)行該零件數(shù)模型面的原始數(shù)據(jù)提取，提取至少3個(gè)主要內(nèi)容：零件成型原始數(shù)模表面F、修正計(jì)算橫向基準(zhǔn)線B及基準(zhǔn)點(diǎn)P等(見圖2)。

圖2 型面幾何特征的提取

4)修正前的原始截面曲線處理和修正后新截面曲線計(jì)算。根據(jù)步驟3)處理修正前的原始數(shù)模的截面曲線和根據(jù)步驟2)得到修正數(shù)據(jù)進(jìn)行的復(fù)合材料機(jī)翼零件型面的新截面曲線修正計(jì)算處理，其中主要修正計(jì)算具體內(nèi)容和步驟如下：

①根據(jù)步驟2)提取的修正前的原始幾何特征，在基準(zhǔn)線B上以點(diǎn)P為起點(diǎn)按間距或比率取點(diǎn)，取點(diǎn)間隔或比率個(gè)數(shù)為i，i=1，2,…,n，其中B的端點(diǎn)為必選點(diǎn)，n為取點(diǎn)的最大個(gè)數(shù)，n選取越大，說明取點(diǎn)個(gè)數(shù)i越多，精度越高(見圖3)。

②提取修正前的原始數(shù)模的截面曲線，在所生成的點(diǎn)處做B的法平面，并求取法平面與成型表面F的交線，步驟①的每一個(gè)選取點(diǎn)i都得到一條截面曲線，這樣可得到一組截面線分別為L1,L2,…,Ln，其中n為截面曲線個(gè)數(shù)(見圖4)。

③修正前的原始截面曲線分段處理。對步驟②所得的每一條原始截面曲線進(jìn)行分段處理，選取的分段點(diǎn)Pt，其中分段點(diǎn)個(gè)數(shù)t=1,2,…,m，其中m是分段點(diǎn)的個(gè)數(shù)，分段點(diǎn)Pt選取原則是一條原始截面曲線的每一段曲線的曲率半徑差小于數(shù)模中該條截面曲線的理論值，起始段點(diǎn)Pt的選取位置依據(jù)零件的數(shù)模是否對稱而定，當(dāng)零件數(shù)模為對稱結(jié)構(gòu)時(shí)，以截面曲線中點(diǎn)為基準(zhǔn)向兩端進(jìn)行分段，否則以其中一個(gè)端點(diǎn)為基準(zhǔn)向另一端進(jìn)行分段(見圖5)。

④根據(jù)試片試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行分析計(jì)算，并計(jì)算出每一條原始截面曲線的各段曲線的曲率半徑變化量(見圖6)，根據(jù)熱膨脹公式計(jì)算長度尺寸變化量為

ΔL=α(t1-t2)L.

式中：ΔL為所截取的曲線段長度變化量；α為復(fù)合材料線性膨脹系數(shù)；L為所截取的曲線段長度；t1，t2分別為復(fù)合材料加熱前初始和加熱后終止溫度。

圖3 取點(diǎn)間隔

圖4 截面曲線

⑤由每一條原始截面曲線的各段曲線的半徑變化量、長度變化量及幾何位置關(guān)系計(jì)算重復(fù)按步驟①～④得到所有修正后的截面曲線位置與形狀。

5)繪制補(bǔ)償后的模具型面。根據(jù)步驟⑤得到修正后的截面曲線用三維CATIA軟件自動(dòng)生成新補(bǔ)償后的成型表面作為工藝數(shù)模，并以該補(bǔ)償后的工藝數(shù)模作為制造復(fù)合材料機(jī)翼的模具型面的數(shù)據(jù)模型。

圖5 截面曲線的分段處理

圖6 曲率半徑變化量

6)進(jìn)行試制。按以上變形補(bǔ)償方法首先進(jìn)行了2件復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼產(chǎn)品的試制，發(fā)現(xiàn)新產(chǎn)品精度比傳統(tǒng)工藝提高25%～30%，變形誤差明顯減少，超差尺寸的數(shù)量明顯減少和超差值相對減少，同時(shí)工裝模具成本也下降較大。然后，又進(jìn)行3～5件小批量試生產(chǎn)，經(jīng)測量各向精度基本滿足設(shè)計(jì)要求，并且發(fā)現(xiàn)精度一致性也較好，達(dá)到符合設(shè)計(jì)要求的精準(zhǔn)成型制造，并為一定批量生產(chǎn)作好基礎(chǔ)準(zhǔn)備。

3 結(jié) 論

針對復(fù)合材料無人機(jī)機(jī)翼整體熱固化成型的變形分析，提出了一套適合整體固化成形的變形補(bǔ)償控制方法。主要采用在熱壓罐和專用模具上試制試片，試片變形能反映出受熱變形和模具變形對機(jī)翼制件變形影響的一致性，并經(jīng)試件的試制和小批生產(chǎn)驗(yàn)證了該方法有一定可行性，可有效減少無人機(jī)機(jī)翼的變形，降低成本，縮短研發(fā)周期，實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)成型。但復(fù)合材料機(jī)翼類制件形狀復(fù)雜，還需后續(xù)在試片和模具的變形上進(jìn)行大量研究和實(shí)驗(yàn)工作。

[1] 杜善義.先進(jìn)復(fù)合材料與航空航天[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào),2007,24(1):1-12.

[2] DONG C S,ZHANG C,LIANG Z Y,et al . Dimension variation prediction for composites with finite element analysis and regression modeling [J]. Composites Part A,2004,35(6): 735-746.

[3] 潭華,晏石林.熱固性樹脂基復(fù)合材料固化過程的三維數(shù)值模擬[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2004,21(6):167-172.

[4] 李河清,趙景麗.無人機(jī)復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)件工裝的制造[J].航空制造技術(shù),2004(4):104-105.

[5] 畢鳳陽,楊波，金天國，等．基于模具預(yù)先補(bǔ)償法的大幅面CFRP制件形狀精度控制方法[J]. 復(fù)合材料學(xué)報(bào),2015,32(2):355-364.

[6] 龐杰. 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)固化變形分析及其控制[D].南京:南京航空航天大學(xué),2010:1-12.

[7] 楊闖,許建平.TiB2/Cu復(fù)合材料組織與性能的研究[J]．黑龍江工程學(xué)院學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版),2011,25(4):52-55.

[8] 江天，徐吉峰，劉衛(wèi)平，等．整體化復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分階段固化變形預(yù)報(bào)方法及其實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[J]．復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2013,30(5):61-66.

[9] 寇哲君,龍國榮,萬建平，等．熱固性樹脂基復(fù)合材料固化變形研究進(jìn)展[J]．宇航材料工藝,2006(S1):7-11.

[10] 唐玉玲,劉穎，馬興國.開孔碳-碳復(fù)合材料拉伸力學(xué)性能分析[J]．黑龍江工程學(xué)院學(xué)報(bào),2014,28(5):27-30.

[11] 岳廣全,張博明,杜善義，等.模具對熱固性樹脂基復(fù)合材料固化變形的影響[J].玻璃鋼/復(fù)合材料,2010(5):62-65.

[12] 徐晶. 復(fù)合材料熱固成形與補(bǔ)償技術(shù)[D].沈陽:沈陽航空航天大學(xué),2013:1-10.

[責(zé)任編輯：劉文霞]

Research on thermal moulding deformation compensation methods for wing of pilotless aircraft

ZHANG Desheng1,LIN Ming2，XU Yingjie2

(1.College of Automobile and Traffic Engineering, Heilongjiang Institute of Technology,Harbin 150050,China;2.Harbin New-Create Processing Equipment Manufacturing Co.,Ltd.,Harbin 150060,China)

In order to reduce the overall influences of the autoclave-process cured deformation on the development and manufacture of composite materials pilotless aircraft wing,the high cost problems and the long development cycle, this paper expounds the methods of traditional processing, analyzes the existing problems and designs a set of useful thermal moulding deformation compensation methods,which obtain deformation data by trial production of various curvature test piece and establish the compensation process surface by modified section curve.The data models of manufacturing wing die surface are used to test the feasibility of deformation compensation, which can provide a reference for similar problems.

composite material; thermal moulding; deformation; compensation；research

10.19352/j.cnki.issn1671-4679.2017.03.012

2016-11-20

哈爾濱市科學(xué)技術(shù)局科技攻關(guān)計(jì)劃項(xiàng)目(2016AB7AG011)

張德生(1971-),男,教授, 碩士研究生,研究方向: 復(fù)合材料制件加工工藝.

V261

A

1671-4679(2017)03-0044-04