摘要:文章论述碳纤维复合材料零件装配工艺过程,并对复合材料修合过程中出现的问题进行了分析,着重分析了复合材料制孔的工艺要求,通过采取相应的措施,提高了复合材料零件的装配质量。
关键词:顺切;逆切;劈裂;铰孔;
前言
复合材料具有高比强度、比刚度、优异的可设计性和抗疲劳性等优良的综合性能,广泛应用于航天航空结构设计中。复合材料用量的多少已成为衡量航空航天结构设计先进性的重要标志:如EF2000、JAS39、F-22等机复合材料用量都超过了25％,NH90战术运输机结构复合材料用量已达95％。而在直升机上复合材料用量更大,有的机种已达50％以上。国外已有多种复合材料结构的直升机。在国内,新军机也已开始大量应用复合材料,主要用于机翼、鸭翼、座舱、油箱、尾梁、平尾、垂尾(斜梁)及整流罩等。相对金属结构,复合材料制造及装配的突出优点是:复合材料加工方法多采用整体共固化和共胶接工艺,从而减少了后续的加工、装配工序,避免了其它工艺带来的缺陷,提高了整体结构的综合性能。
一、复合材料结构装配工艺概述
和金属结构进行比较可以发现复合材料在制造和装配的过程中优点非常突出,主要是复合材料在加工的过程中可以通过共胶结、共固化的工艺让后续的装配和加工工艺得到简化,防止其他工艺在操作的过程中出现一定的缺陷,让整体结构的综合性能提高。当前很多直升机通过计算机一体化融合技术进行加工,对结构外形进行了大幅度的优化,让螺接、铆接的工艺减少,避免出现应力集中等问题,让飞机的飞行品质和疲劳寿命大幅度提高。由于工艺、设计、运输等方面的需要复合材料。在设计的过程中保留了很多设计工艺分离面和设计分离面,这些分离面需要在装配的过程中和其他结构之间进行对接,而飞机尾段主要是使用复合材料进行装配。
二、复合材料的修合
复合材料壁板修合一般采用切割和修磨方法。修合量大时对壁板和蒙皮进行切割,修合量小时采用修磨的方法。
1.复合材料的切割
复合材料切割一般包括机械切割、高压水切割、激光切割和超声波切割,在装配生产中常用的方法为机械切割,机械切割包括顺切和逆切。顺切和逆切．对复合材料壁板进行机械切割时必须采用顺切法,即刀具与壁板相接触处的速度方向和壁板相对刀具移动方向相同,一般不使用逆切法。切割中注意事项;在切割过程中(包括进刀、切削、中途退刀、切割完毕)刀具均不能停转;应均衡用力,切割刀具对零件的压力不宜过大;切割时进刀要平稳,切割进给量要均匀;复合材料余量的切割必须使用专用刀具进行切割,严禁使用剪刀或用手折断;若手工切割锯加工不到的部位应该用锋利的锯条锯断;当余量快切割完毕时,要用手扶住余量部分,以免未被切割部分发生撕裂现象,R角部位在粗切之后,应用细纱布修磨。
2．复合材料的修磨
修磨刀具;金刚石柱垂眇轮,规格5mm、10mm、4)20mm、25ram;金刚石锥型砂轮;120#、180#棕刚玉砂布。修磨中注意事项;用金刚石砂轮或砂布进行修磨,允许用砂布包在平锉上手工精修操作;修磨时必须顺着表层纤维方向进行修磨,禁止垂直于纤维铺层修磨。
三、复合材料装配加工工艺及连接工艺
在直升机复合材料进行加工的过程中,主要使用的是胶接,但依然需要螺接和铆接等相关工艺,也需要进行切割、锪窝等工艺加工。
1.制孔
直升机复合材料主要组成部分为碳纤维复合材料,碳纤维具有较大的硬度,而且耐磨性较高,所以在刀具选择的过程中需要保证耐磨性和硬度,高速旋转的刀具和纤维之间进行接触之后会释放一定量的热,所以一定要保证刀具材料具有一定的耐热性,首选物质硬质合金钻头。复合材料结构制孔的过程中,很多部位是层压板结构,厚度往往在1毫米到4毫米左右,在试验的过程中发现出现制孔缺陷。出现的位置主要在出口、人口处,通过对进给量和刀速的控制可以对分层的情况进行有效的抑制。与此同时,还需要注意在钻孔出口面顶上一层硬质塑料,如果刀速过快,可能会导致制孔的周围产生烧灼的情况。
2.锪窝
整流罩通常条件下使用的是芳纶材料结构,在连接的过程中为了保证外形的美观性,主要通过钛制沉头抽钉,由于芳纶纤维具有较大的韧性,在和树脂之间进行连接的过程中粘接力不高,锪窝困难,在没有特别的锪窝刀具的条件下,在旋转钻头之后放入锪窝表面,可以将纤维迅速切断,并且避免纤维出现劈裂。
3.切割
复合材料在进行切割的过程中容易出现分层、毛边以及开裂等缺陷,起割和停割处偶尔会产生这种问题,所以需要使用金刚石砂轮进行切割,在切割的过程中一定要保证均匀用力并且控制进刀。在各种飞机过程当中,机体损伤的故障达到了总故障的30％,所以直升机的总寿命主要是由机体寿命决定的,对机体丧失工作能力的原因进行分析的过程中,可以发现疲劳破坏是非常重要的一种原因,有80％以上的疲劳破坏出现在连接处,对螺接和铆接等工艺进行分析,可以发现通过这两种工艺进行处理,可以让飞机的疲劳寿命大幅度的提高。
4.螺接和铆接工艺及相关技术
(1)通过相关试验分析发现,复合材料和金属材料在连接的过程中,连接部位的纤维对结构的破坏形式和结构的受疲劳寿命有着直接影响,复合材料的破坏往往出现在挤压或者拉拖的混合破坏,合理的进行纤维含量的安排可以将所需破坏的方式设计出来,与此同时,合理的选择抽钉、螺栓等紧固件类型,并且注意装配质量加强也可以控制结构的疲劳寿命,为了避免出现电位腐蚀复合材料,在紧固件选择的过程中主要使用钛质金属。在连接复合材料的过程中,主要使用间隙配合,再配合接头孔附近往往会出现应力集中的情况,导致载荷分配不均匀等问题出现。与此同时,间隙配合很容易导致钉孔和钉杆处之间产生撞击而出现连接层破坏等情况,为了避免这种连接的缺陷,可以使用干涉连接技术。
(2)由于复合材料层间强度和压缩强度低以及抗冲击性差,一般只能釆取间隙配合,既H8/K、H9/f9配合;孔与复合材料壁板的垂直度偏差在2°以内,钗孔后必须用孔垂直度量规检査孔的垂直度;除非传力构件外,螺栓的螺纹部分不允许处在孔的挤压部位,既螺纹不允许处在夹层内;为此,在装配中应使用夹层厚度以选择具有合适光杆长度的螺栓;装配中,一般采用湿连接,即螺栓涂胶或涂漆后安装。装配中螺母必须在胶的施工期内拧紧。沉头螺栓螺栓头不允许下凹,允许螺栓头突出0.15mm。高锁螺栓、大底角螺纹抽钉拧断螺母、螺杆后,螺纹不得凹在螺母或套环内,至少应露岀螺纹1~2扣;螺母、螺杆拧断后,应对剪断后的表面进行保护,防倾蚀;对沉头螺栓,将0.05mm厚的千分垫插入间隙时,允许在圆周的40%以内存在间隙,但不应触到头部和杆部的交接处;多螺栓连接安装时,由于复合材料层间剪切强度低,不宜逐一的将单个螺栓一次拧紧,而应均衡、对称的将所有螺栓分若干次拧紧,直至达到规定的拧紧力矩值。
结束语
先进的复合材料在国内航空制造业中得到了迅速的发展,但在实际装配中也存在一定的问题。加大研制力度、提高复合材料制造技术是我们的责任。我们必须结合生产实际,深入开展工艺试验研究,不断创新,找到最优工艺方案,将复合材料优良性能最大范围地用于航空产品中。
参考文献:
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[2]陈同安.飞机制造工艺技术指南[M].沈阳:沈阳飞机工业(集团)有限公司,1996.
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