孟祥峰
海装沈阳局驻沈阳地区第一军事代表室
背景：目前玻璃纤维增强复合材料已经广泛应用于军民机机体结构，但由于玻纤类材料的固化保温时间有所限制，窗口区间时间较短，因此在实际制造过程中很难保证，特别是对一些尺寸较大，形状复杂的零件，其在固化过程中各部位的温差较大，无法满足技术文件中要求的30min保温时间，本文针对此种问题，针对不同形状，不同层数的玻纤零件分别采用优化热压罐程序参数设定及利用复材工装固化的方式解决了上述问题，最终实现了某型号民用飞机尾段玻纤工作包的稳定生产。
关键字：玻璃纤维，复合材料，固化，保温时间
先进树脂基复合材料由于具有更高的比强度、比模量以及耐腐蚀等优点逐渐成为应用最为广泛的航空材料。在目前最新一代的民用大型客机B787和A350XWB以及还在研发中的中俄宽体客机CR929中，先进复合材料的用量均超过了50%，几乎覆盖整个飞机外表面[1-2]。
在机体树脂基复合材料零件中，主要包括两大类的材料体系，即碳纤维增强复合材料和玻璃纤维增强复合材料，两者的使用侧重点各不相同，碳纤维材料成本较高，本身强度较大，预浸料的铺覆性较差，可用于机身的主承力构件[3]，而玻璃纤维材料成本相对较低，预浸料具有一定的延展性，方便铺叠成异型结构零件，此种材料多用于飞机整流罩等非承力结构件[4]。
两种材料除了以上的不同之外，在固化参数上也存在较大不同，碳纤维增强的预浸料固化温度一般为180℃附近，保温时间一般要求为120min-390min[5]，一般而言，此要求比较容易达到，在实际生产中不易出现质量问题，而玻璃纤维增强的预浸料固化温度一般为127℃，保温时间为90min-120min，其保温时间窗口区间仅为30min，实际生产时不易保证[6]，特别是一些采用金属工装固化的大型、复杂型面零件，内部及表面的温差会有所不同，而热压罐中对保温时间的控制是以滞后热电偶进入保温段开始计算，若热电偶之间的温差过大会导致领先热电偶在保温段中滞留的时间过长，进而产生零件的保温超时问题[7]，本文面对国内某民机型号尾翼部段典型的玻璃纤维材质复材零件，通过工艺改进及工装改进的方式解决了此技术问题，保证了产品的质量符合验收技术条件相关要求，并实现了产品的稳定生产及交付客户使用。
1基础信息介绍
1.1材料固化要求
升温速率如下：0.56～4.4℃/min，升温区间54-110℃；速率0.17～4.4℃/min，升温区间110-121.1℃，零件在127±5℃范围内保温，保温时间为90-120min。
1.2零件原材料
中温固化的玻璃纤维环氧树脂预浸料（3类、7781、B级/3类、1581规格），牌号：CYCOM 7701/7781，供应商：Toray Composites (America), Inc。
1.3零件工装形式
工装材质为铸铝，长宽高分别为1000mm×400mm×750mm。具体形式见下图。
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图1翼尖整流罩后缘成型工装示意图
2.玻纤材料固化保温超时问题研究
对问题进行充分的分析之后，提出了两条解决措施，一是优化热压罐的固化参数，二是将金属工装换成复材工装，减少工装本身热容。
2.1针对固化要求，首先对固化程序的设置如下：从室温直接升至127±5℃，升温速率1.5℃/min，保温时间为90min，最大罐温135℃，遇到的问题是保温时间超出规范规定及升温速率不合格。具体解决过程如下：
①在60℃处设置保温平台，目的是缩短低偶和高偶的温差，同时提升热压罐的降温速率，但实验结果仍然不符合90-120min的规范要求。说明在低温保温平台的设定不能解决固化温度下的保温超时问题。
②对工装进行了零件的工装热分布测试，测试偶线为10根，其目的是通过实验发现工装上的领先及滞后热电偶，进而确定现有条件下该工装能否满足制造要求，布置图如下图所示：
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试验结果显示1号热电偶为高偶，2号热电偶为低偶，两根热电偶的保温时间基本上都是在130min以上，且高偶和低偶之间的保温时间相差超过15min，这说明规范规定的90-120min的要求在现有条件下是无法达到的。
③修改零件的固化程序，将程序中设定的保温时间由90min更改为80min，并进行是验证试验，结果显示保温时间符合规范要求。但零件的升温速率不符合规范要求。主要是罐温下降较快引起，为此进行了工艺改进，具体如下：
第一次试验件：单纯增大罐温由135℃至150℃，由于罐温在进入保温段之前急剧下降，导致了升温速率不合格
第二次试验件:将升温过程分为两段，一段是升温至127度保温5min，最大罐温150，公差范围为15至-5，再升温至128度，最大罐温145，保温75min，公差为4至-6，结果显示偶线在110℃之前的升温速率为0.5，距离规范规定的0.56很接近，证明了解决问题的方向是正确的。
第三次为正式零件第一罐：在第二次试验件的基础上将两次的罐温分别增加5℃，结果为升温速率符合规范要求，但在偶线进入保温段时，由于罐温过高，偶线有冲温的风险，所以提前1℃手动降低炉温，保证了零件固化过程合格。但上述过程并不是全自动运行，而是具有一定的人工干预成分，所以参数优化的过程还在继续。
第四次为正式零件第二罐：在正式零件第一罐的基础上修改而来，固化参数如下，一段是升温至127度保温5min，最大罐温155，公差范围为15至-5，再降温至126度，最大罐温150，保温75min，公差为6至-4。其结果符合技术条件要求。
2.2将金属工装换成复材工装，利用复材工装成型零件。
①提出复材工装技术条件，并进行工装评审，协助完成复材工装及复材工装母模的设计
②需进行固化参数的摸索工作，由于工装的热容相对较小，因此考虑将固化的保温时间由90min缩短至85min，结果均成功保证了零件的保温时间。
结论
①零件实际固化时，其实际运行的保温时间均会长于程序设定的保温时间，因此采用缩短程序设定保温时间的方式，可以有效的减少零件实际运行时的保温时间。
②零件保温超时的主要原因是工装本身热容较大，导致各部分温差不均所引起，因此换用热容较小的复材工装是解决保温超时问题的有效方法之一。
参考文献
[1] 顾轶卓，李敏，李艳霞，王绍凯，张佐光. 飞行器结构用复合材料制造技术与工艺理论进展. 航空学报. 2015, 36: 2773-2797.
[2] Gu Yizhuo, Li Min, Li Yanxia, et al. Progress on manufacturing technology and process theory of aircraft composite structure[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2015,36(8):2773-2797.
[3] 王平. 先进复合材料在航空领域的应用. 第17届全国复合材料学术会议论文. 1267-1271.
[4] Wang Ping, Application of advanced composite materials in aviation field. Proceedings of the 17th National Conference on Composite Materials. 1267-1271
[5] Tenney, Darrel R, Davis J G, et al. Structural Framework for Flight: NASA’s Role in Develop-ment of Advanced Composite Materials for Aircraft and Space Structures, NASA CR-2011-217076, 2011.
[6] Black S, The rear pressure bulkhead for the Airbus A380 employ resin film infusion[J]. High-Performance Composites, 2003, 11(3): 45-48.
[7] Xing L Y , Jiang S C , Zhou Z G. Progress of manufacturing technology development of advanced polymer matrix composites[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2013, 30(2): 1-9.