仿真分析在壁板及前缘结构固化变形预测及控制

1 前 言

如今热固性复合材料已广泛应用于航空制造领域，然而由于零件热分布不均匀、压力分布差异、材料各向异性、树脂固化收缩、零件与模具相互作用、树脂流动、工艺参数设置等诸多因素的影响，导致零件固化过程中产生内应力，并在脱模后的应力释放阶段产生变形，即所谓的固化变形现象。复合材料的固化变形，在C型梁类结构中表现为腹板与缘条夹角产生变化，在壁板结构中集中表现为蒙皮翘曲变形，而在U型结构中表现为自由端收口或张口变化。变形的产生对零件外形精度和构件的连接匹配产生极为不利的影响，在装配时会引起附加残余应力、密封性差等问题，导致制件的结构强度和疲劳寿命降低，甚至造成制件报废[1]。

目前国内外已有诸多学者对复合材料固化变形影响因素、仿真算法、实验验证等进行过深入讨论和研究[2]，然而研究对象大多集中于平板、C型梁、L型梁、小型加筋壁板等结构。Radford等[3]针对C型梁结构提出了回弹角计算公式，该公式主要考虑了材料在高温下的变形以及树脂材料固化收缩等因素对回弹的影响。Yoon[4]研究了材料高温下的变形和化学收缩对L型结构回弹影响权重。Ramford和Rennick[5]研究了L型梁R角半径对变形的影响，同时也针对L型构件给出了回弹变形角的解析表达式，该表达式考虑了树脂的化学收缩作用。在国内外学者的研究工作基础上，复材固化变形的基础理论研究已经较为成熟，但在工程实践应用中，对于真实飞机结构中的大尺寸零件的变形控制却鲜有报道等[6-7]从工程应用出发提出了一种六步基于两维方法复合材料壳体结构的研究方法，该模型已用于波音B777 飞机垂尾蒙皮结构的变形分析。Abdul[8]利用COMPRO软件解决了B767-400ER飞机翼尖制造过程中的变形问题，然而这两种方法的不足在于它是针对特殊结构件而设计的专用计算方法，且需要积累大量的实验数据作为计算输入。除上述两例成功应用案例外，目前以机翼壁板为代表的大尺寸加筋结构和以平尾前缘U型结构为代表的复杂外形结构，国内外尚无变形控制成功应用案例，其主要原因大致可归纳为：

1．大尺寸零件仿真分析影响因素众多，各类因素的算法设计和参数标定均十分繁复，尤其对于非标准材料参数测定难以获得理想结果作为计算输入；

2．零件固化过程中在线监测手段较少，难以建立完整的工艺数据库以获取零件固化过程中的信息，并用于提取有效的边界和初始条件；

3．复杂零件的变形检测工序较为复杂，在测量过程中所引入的重力以及外部施加力均会影响变形结果，如不采用零件检测专用工装将导致实测结果和仿真结果间检测状态相异从而无法验证仿真结果的准确性；

4．利用复杂模型计算所得变形量精度较高，但是计算量巨大，难以大规模应用，同时复杂模型分析算法往往所侧重的影响因素各不相同，仅适用于某特型结构零件，其通用性较差[9]；而简单模型虽然计算速度较快，但由于所考虑影响因素较少，会造成结果偏差较大，难以对工程应用产生指导意义；

5．大型零件的变形控制技术必须采用“仿真-验证-算法修正”迭代方法，制造验证性零件所需制造成本巨大，一般研究院所难以进行系统工程研究。当然也不排除某些航空制造企业尚未对外公布对该类结构变形控制的研究结果。

因此，对影响固化变形量的各个因素进行合理简化，建立一种精度较高、通用性较强、能够应用于工程实践的大型复合材料构件固化变形分析方法是目前亟待解决的问题。

2 机翼四筋壁板结构变形预测

本研究首先以机翼四筋壁板结构(蒙皮+四根长桁)为例进行固化变形有限元模拟仿真。通过提取贴模面仿真结果与理论外形面，利用外型偏差分析得到机翼壁板整体翘曲趋势及变形量，继而分析壁板固化变形的主要成因。

2.1 数模介绍

图1所示为四筋壁板示意图。从图中可以看出，蒙皮贴模面为四边形结构，但在四边均为曲线，存在一定的弧度。蒙皮中存在丢层，共分为六种不同的铺层区域。

图1 四筋壁板外形示意图Fig.1 General view of the wing panel

壁板上共四根长桁，编号分别为5#、6#、9#、10#，长桁中存在插层，其结构示意图如图2。其中，5#及6#长桁的插层区内存在丢层；9#及10#长桁的插层、缘条及腹板区均存在丢层。

图2 长桁结构示意图Fig.2 Structure of a stringer

蒙皮采用自动铺带铺贴，材料为CYCOM X850-35-12KIM-ATL-60；长桁采用手铺料铺贴，材料为CYCOM X850-35-12KIM±190。

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