飞机装配工装复合材料结构设计技术研究

飞机装配工装复合材料结构设计技术研究

钟惠敏,杨馨睿

陕西飞机工业有限责任公司723213

摘要：随着飞机产品制造精度和装配质量要求的不断提升，飞机制造企业需要实现更高精度的产品装配，装配工装是飞机装配的基础，提高装配工装定位精度是实现产品高精度装配的重要保障。

关键词：飞机；装配工装；复合材料；结构设计

引言

飞机制造过程中需要采用多种成套工艺装备，工装的设计制造占用大量人力和财力。飞机生产准备周期、工装制造成本占研制周期及研制成本相当大的比例。现有的工装，特别是装配型架，占地面积大，制造周期长，使用复杂，导致整个飞机的生产周期长。

1装配工装材料研究

传统的装配工装主要由 Q235 钢材、2A12 铝材、6061铝材等金属材料制作，金属材料具有加工性好，拉伸模量较高的优点，所制造的固定工装在恒定温度下具有稳定的尺寸精度。随着飞机产品大量应用复合材料，零件的外形精度和尺寸精度要求也不断提高，传统工装所使用的金属材料和产品使用的复合材料存在的热膨胀线性系数差异，使得工装结构在不同温度下与产品结构产生变形量差异，影响产品的定位精度。同时，随着飞机装配技术的不断发展，新的生产线装配方案要求装配工装在生产过程中需要转站移动，传统工装框架所采用的 Q235 钢材密度大，工装总重量大，移动难度大，且移动过程安全性差。为了解决上诉问题，研究使用复合材料作为装配工装主体材料具有现实意义。目前，鲜见全复合材料装配工装的应用，但有资料显示，国外机床设备厂家已经较普遍的采用复合材料大跨度横梁结构解决金属材料横梁缺点。丹麦 DENCAM公司制造风机叶片模具加工用大跨度设备横梁采用复合材料圆管搭建成的桁架结构，该结构能够有效降低横梁总重量，允许选用更小功率的电机实现横梁的运动，同时，降低横梁运动惯性。复合材料碳纤维圆管作为复合材料设备横梁主要基础材料，主要原因是机器加工的碳纤维圆管具有更低的树脂含量，力学性能优异，成型过程非人工铺贴，质量更稳定，成本相对更低。但是，由碳纤维圆管组成的横梁结构截面尺寸大，通常高度和宽度达到长度的 1/4，而飞机装配工装的结构较多地考虑产品和操作人员操作空间，以碳纤维圆管构成的桁架结构做框架，通常难以满足较小的空间尺寸要求，并且单纯的碳纤维圆管桁架结构对可设计性限制较大，定位器与其连接结构复杂。装配工装的结构特点决定复合材料设计过程需要考虑在原有金属结构基础上做材料的替换。

2飞机复合材料结构损伤检查

在清除复合材料结构损伤之前，要确定损伤范围和程度，以便确定该损伤构件或部件是否可以通过修理恢复功能，对可修理损伤确定清除损伤的范围。首先，通过目视检查初步确定损伤的范围和程度，然后再用无损检测方法确定损伤的确切范围和严重程度。应检查损伤区域及其附近有无水分、滑油、燃油、污物以及其他外来物浸入，并进行清除。通常采用X射线法检查损伤区域是否有水分进入。可以采用无损检测方法检查复合材料结构的分层损伤，也可以采用金属铃声法检查分层损伤。但是，用金属铃声法确定损伤是不可靠的，应尽可能采用无损检测的方法检查分层损伤。所以复合材料的损伤检查方法主要有目视检查法、敲击检查法、X射线检查法以及涡流检测等。工作实践中，以目视检查法和敲击检查方法结合为主，设备检测主要在内场维修实践中应用。外场修理实践中，敲击检查法是检查分层、热损伤和脱胶的常用方法，注意事项如下：（1）飞机结构维修手册（SRM）规定，敲击检查法不能检查蜂窝结构中面板层数小于、等于3层的分层和脱胶损伤。（2）如果有雷击或其他热损伤的迹象，敲击检查法可以用来检查任何厚度的复合材料结构。（3）可以使用以下工具进行敲击：金属小片（如硬币）、敲击检查专用工具（如小锤）等。（4）敲击检查整个区域时，两次敲击的间隔距离不能大于最大允许损伤尺寸，厚度上的变化（铺层数的变化）可能导致敲击声改变，由此影响外部损伤检查。所以在检查前，先查阅检查区域的铺层数量和变化情况。（5）注意分辨（听）声音的变化。非损伤区域的声音清脆、尖锐；分层、脱胶区域声音发钝。

3工装结构设计

3.1飞机一框

一框为整个机身装配中最为关键的零件，其影响飞机动力输出方向及前起落架安装角度，对飞机的滑行性能和飞行性能都起到重要影响。一框在成型固化后利用成型模具上的钻套，在脱模前完成电机架与前起落架安装孔的钻孔操作。定位工装借用电机安装孔，固定一框与机身蒙皮制件模具的相对位置，为尽量减少一框发生倾转，减小孔销配合误差的影响，一框与机身蒙皮模具上分别选取3个固定点以实现一框的空间定位。

3.2机身普通框

机身普通框从结构作用上定义为维持气动外形防止蒙皮被压瘪，其定位精度要求相较于一框次之，因此定位工装使用单梁结构横跨机身蒙皮模具上下，工装梁上装有两个角片，角片与框通过框上预留工艺孔连接固定，对框与蒙皮空间上的相互位置进行固定。

3.3舱门框及系统安装盒体

舱门框与机身间存在类似于锥形的配合面，其沿航向前后及上下方向可通过形面配合基本定位，左右方向定位影响胶缝尺寸，胶缝尺寸偏大会造成口框与后期装配的座椅零件干涉；结构件胶结所使用胶液为触变性，即不施加外力胶液不会流动。因此舱门口框定位工装只需限制口框沿左右方向胶缝过大即可，使用3个“L”型工装限制其位置并保证平整性，即胶缝均匀性。操纵系统安装盒零件为多个需要与机身蒙皮粘接的相对独立的盒体，而盒体之间的相对位置关系会影响操纵系统的安装，所以应优先保证各个盒体之间的位置定位，再将其与机身蒙皮连接。

3.4垂尾结构

垂尾结构零件中，垂尾上部需要与平尾连接，其准确性决定平尾的安装精度，因此需要对垂尾前后墙上端连接件进行定位，使用整体机械加工零件作为定位工装，保证前后两相对位置关系以及二者与机身蒙皮的相对位置关系。上端固定的前后墙零件形成悬臂结构，只需对下端进行限位防止墙零件变形产生位置偏差。

4材料性能分析

4.1拉伸模量对比分析

拉伸模量是材料受力后抵抗弹性变形的力学性能，其数值高低影响结构承载后变形量，大部分装配工装结构都需要考虑承载后的变形量大小，材料拉伸模量是影响装配工装结构稳定性的重要参数。通过力学性能比，某型玻璃纤维预浸料拉伸模量54Gpa低于Q235钢材，为2A12铝材的75%，不适合作为装配工装的主体材料；T300预浸料、T700预浸料、T800预浸料的拉伸模量相近，主要力学性能提升为拉伸强度，从成本考虑仅分析T300预浸料。T300预浸料的拉伸模量130Gpa介于Q235钢材和2A12铝材之间，为Q235钢材的62%，可以作为装配工装结构主体材料，但对现有装配工装做Q235钢材的复合材料替换设计时，相同截面尺寸需要考虑加大结构壁厚。

4.2拉伸强度对比分析

拉伸强度是材料抵抗断裂和过度变形的力学性能，其数值高低反映结构能承载的最大拉伸应力。T300预浸料和某型玻璃纤维预浸料拉伸强度普遍大幅高于Q235钢材和2A12铝材。对于装配工装设计结构通常承载仅为飞机产品，受力较小，远不至于产生断裂和过度变形，传统Q235钢材和2A12铝材构成的结构能够满足性能要求，T300预浸料和某型玻璃纤维预浸料亦能满足，当然，设计时，需要考虑纤维方向。

4.3密度和热膨胀线性系数对比分析

通过对比，T300预浸料和某型玻璃纤维预浸料的密度低于Q235钢材和2A12铝材，采用复合材料构成的装配工装结构通常能够起到良好的减重功能。T300预浸料的热膨胀线性系数大幅低于Q235钢材和2A12铝材，具有良好的热稳定性，某型玻璃纤维预浸料的热稳定性优势不显著。

结语

复合材料中以纤维增强材料应用最广、用量最大。其具有高比强度、高比模量、优良的化学稳定性、优越的抗震动衰减性能、耐疲劳性、热稳定性等性能，近年来，广泛地应用于航空航天、交通运输、风力发电、体育用品和管道等领域。随着航空制造业更高效率、更高质量的追求，复合材料产品更加成熟，成本呈降低趋势，开展复合材料装配工装设计技术研究，拓展复合材料在飞机装配过程的应用，有利于解决目前传统材料工装结构存在的技术难题。

参考文献

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