直升机复合材料结构装配工艺的探究

直升机复合材料结构装配工艺的探究

贾超龙

航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司

与金属结构相比，复合材料的装配优势和制造优势表现为，所采用的制造方法可以使装配元件的整体性得到保障，减少了大量的装配作业量，使直升机的装配效率得到进一步提升。例如，将复合材料应用到机身和机翼的制造工作中，可以使其外形结构更加贴近设计要求，其自身的应用作用也可得到有效发挥。这种装配技术有效避免了在原有金属构件装配作业中存在的铆接质量问题和装配缺陷问题等，在一定程度上改善了直升机的装配效率与质量。

一、对复合材料结构装配特征和装配安排的分析

针对直升机尾段的装配需要首先了解其重要组成部分，以及具体装配作业中，需要关注的装配工序问题。鉴于整流罩的安装工序无需借助施工架执行，为此在进行工序设计时，可以不将其计算在内。平尾结构属于对称结构，对于左右两侧的对称性提出了较高的要求，其也可以在架下进行，但因其与垂尾直接连接，其按照质量会对垂尾部分的按照质量造成直接影响，因此要对各个安装元件进行准确定位之后，才能进行具体安装，从而保障安装的精确性。尾梁属于夹层结构的一种，在与机身框架进行连接时需要采取螺接的方式，直升机运行过程中所产生的荷载力会直接通过机身框架分散，为此对于框架位置的确定需要给予足够的重视。直升机尾段装配图如图1所示：

由以上分析，把A、B、C、D、E、F处确定为关键装配特征点。A处由一带多个配钻孔的钻模板精确控制尾梁X方向位置。为保证整个尾段在允许公差范围与中机身对接，直径约2m的钻模板加工公差严格控制在0.02mm之内。尾梁中部设一卡板2，通过卡板外形及尾梁下线仰角的作用进一步限制尾梁的窜动。尾梁平台前部设卡板3和卡板4，这两个卡板精确控制尾梁Z方向的运动，其中卡板4同时又为接头F的定位工装。为保证F接头的正确确定位，卡板3和4为固定不可调动工装。平尾接口D的X方向坐标位置由型架保证，Y方向由定位销保证。为了保证尾梁与上垂尾正确套合，D接口留有一个Z方向自由度，可通过是否加垫片进行调整。卡板5限制上垂尾以D处为支点的转动，卡板4保证平台的正确定位。B处和C处为尾梁和上垂尾的过度部分，整个尾段的装配配合基本由这两个支点进行调整。把B处和C处设置为螺旋的可调结构，通过螺旋结构的精确可调性保证F接头及E平台的平面角度要求。

二、预装配中的问题和改进措施

在前期的预装操作中，出现卡板关闭不严的问题，此类问题的产生会对垂尾的性能和尾梁的装配质量造成极大影响。另外，还存在装配面的应力分布不均的现象，这些均会影响直升机装配的质量与性能。分析问题原因得知，是由于配合面的曲线出现较大变化值，致使成形之后的结构会表现较差的流动性。针对此类问题，可以将其替换成玻璃布，并且对其厚度进行打磨，在确保其厚度和强度符合施工标准要求的情况下，进行装配与协调。

三、复合材料装配加工工艺和相关技术

1、制孔

文献显示紧固件沿外载荷作用方向倾斜度大于2°时，疲劳寿命会降低约47%；倾斜度大于5°时，疲劳寿命会降低约95%。因此制孔的垂直度应严格控制在2°以内。波音等公司主承力关键件制孔都由机器自动完成以保证制孔垂直度要求。我国现阶段复合材料制孔仍由手工完成。直升机复合材料主要为碳纤维复合材料。碳纤维硬度较大，具有较高的耐磨性。因此所选择的刀具必须具有较好的硬度和耐磨性。高速旋转的刀具与纤维接触时产生了大量的热，刀具材料必须有良好的耐热性。因此选用了钨质硬质合金钻头。复合材料结构需制孔部位多为层压板结构，厚度从1mm～4mm不等。试验发现制孔导致缺陷主要为分层，入口和出口处分层最为严重。通过控制刀速和进给量可以有效抑制分层，且须在钻孔出口面垫上或顶上硬质塑料。对于厚层压板，刀速若过大，制孔附近出现局部烧蚀现象。主要原因为钻速过大，温度大幅升高，在一个狭窄封闭的区域内，热量无法及时散发，超过了基体烧蚀点。试验验证，4mm以下的层压板转速控制在1500～1700r/min，加工情况良好。

2、锪窝

整流罩为芳纶材料结构，连接时为了外形美观采用了钛质沉头抽钉，芳纶纤维韧性大，与树脂粘接能力低，锪窝困难。在无特制锪窝刀具的情况下，钻头旋转后放于锪窝表面，能迅速的切断纤维并防止纤维劈裂。建议芳纶结构材料连接时尽量避免锪窝工艺。

3、切割

复合材料结构切割时易产生毛边、分层、开裂缺陷。起割和停割处最容易出现上述缺陷。为此选用了金刚石砂轮片切割。切割时用力要均匀，进刀平稳。

4、螺接和铆接工艺及相关技术

为了防止电位腐蚀，复合材料的紧固件材质应优选钛质金属。复合材料连接多为间隙配合，在配合接头孔周存在较高的应力集中，使得载荷分配很不均匀。此外，间隙配合易使钉杆和钉孔相互撞击而导致被连接件破坏。为了克服该种连接方式的缺陷，可以考虑使用干涉连接技术。此外，装配时在孔内注入胶液，可有效堵塞孔隙，防止纤维疏松引起的层间分层。由于复合材料的抗冲击性能差，一般在复合材料连接孔表面加一垫片以减小铆接时局部冲击力。铆接时宜压铆而不宜冲铆，且应选用小功率铆枪。在较封闭环境下，背面加垫片若不易操作，应选用能自动形成墩头的铆钉，如CR7774S系列的铆钉。若要采用多排的连接方式，一般采用并排连接，尽量避免交错排列连接。以防止钉孔太密，切断纤维太多，影响承载能力。

结语：复合材料结构由于零件成型特点，其装配技术有别于金属结构。对于复杂复合材料结构装配，应分析其关键装配特征，合理地进行工装设计。复合材料结构设计阶段应尽量避免金属与复合材料套合结构。复合材料结构制孔、锪窝、切割加工工艺及紧固件连接工艺影响整个结构疲劳寿命，应系统开发复合材料加工设备及多功能紧固件。

参考文献：

[1]李东升,翟雨农,李小强.飞机复合材料结构少无应力装配方法研究与应用进展[J].航空制造技术,2017,60(9):30-34.

[2]许大援.直升机复合材料结构修理方法与验证技术研究[J].直升机技术,2016(1):58-62.