模拟技术在复合材料结构制造中的应用

作者：上海飞机制造有限公司 贾丽杰 杨霓虹

欢迎访问e展厅 展厅 8 航空与航天设备展厅 直升机, 无人机, 航空发动机, 航空材料, 飞机座椅, ... 摘要: 随着复合材料结构件在航空领域的广泛应用，对其制造工艺的研究也日益重要，尤其是复杂轮廓型面复合材料整体结构件的制造工艺。本文对复材结构固化过程产生的回弹变形进行了模拟分析，阐述了复合材料固化变形模拟技术在飞机结构制造中应用的必要性。 关键词：复合材料 固化变形 模拟技术 制造工艺 中图分类号：TB381文献标识码：A 前言 复合材料（纤维增强聚合物基复合材料）在大型民机机体结构上的大量应用是现代大型民机的显著特点之一，复合材料用量占机体结构重量的百分比从空客 A380 的 22% (另有GLARE 材料占 3%)到波音 787 的 50%，再到空客 A350XWB 的 52%。这标志着，复合材料已成为现代大型民机主要结构材料，结束了以铝合金为主的机体结构时代。复合材料以其性能可设计性、结构整体成型等优点而被广泛使用，但如制造中产生严重的翘曲变形会影响外形精度和装配连接。整体复合材料结构的设计和制造是一个具有挑战性的课题，必须以先进的设计理念和数字化设计技术以及先进制造技术作为保障,而对复合材料结构制造过程中出现的变形进行控制是实现复合材料结构整体化的关键技术之一。 1、 固化变形机理分析 复合材料固化过程本质上是一个在低热传导率、各向异性材料中进行的具有非线性内热源的固化反应过程，固化及此后降温过程中产生的体积收缩会导致残余应力和变形。对于热压罐成型工艺，影响固化变形的因素可分为内因和外因两个方面：内因包括材料特征、铺层取向和几何形状等与结构设计有关的因素；外因则包括固化温度、时间、压力以及模具等与工艺过程有关的因素。不合理的结构设计可能导致复杂的结构在不同方向收缩不一而产生残余应力和变形，而优化的固化工艺及合理的模具设计可有效地减少残余应力，从而达到控制结构在固化过程中变形的目的。 内因引起的固化变形在文献[1]中有详细的描述，主要概括为复合材料铺层方向导致的结构各向异性，树脂收缩产生的变形。外因中主要是模具热胀系数不匹配导致的固化变形。在复合材料制造过程中，常用的模具材料为铝合金、钢和镍合金等。由于复合材料制件与模具材料的热胀冷缩不匹配，在复材制件结构垂直于模具表面方向产生应力梯度。下面以复合材料平板制件在热压罐升温阶段为例分析，如图 1 所示[2]，在热压罐内压力的作用下复材构件紧贴模具表面，升温过程中模具与复合材料制件表面之间产生剪切应力，此剪应力表现为：与构件接触的模具表面承受压缩应力，而与模具接触的构件表面承受拉应力。模具与构件之间的相互作用从树脂基体进入粘弹性阶段开始，此时复合材料的剪切模量很低，紧贴在模具表面的铺层受到的影响较大，而远离模具表面的铺层承受的剪切力远小于靠近模具表面的铺层承受的剪切力，这样，沿构件的厚度方向就形成了一个应力梯度，该应力梯度随着树脂的固化定型而残留在构件中，直至构件完成固化后，复合材料构件脱模，残余应力得到释放而使构件变形。 2、变形控制模拟技术的发展 在复合材料结构应用早期，为克服固化过程中残余应力和变形所带来的种种问题，传统的方法是在经验和工艺试验的基础上，针对具体的结构，从外因的角度，对结构件的固化工艺所用模具型面进行反复的调整和补偿性修正加工，以控制变形程度或抵消变形的影响作用，这种处理方法是以经验和大量的试验数据为基础的，必然要耗费大量的人力物力和时间，且结果缺乏普适性，不能适应目前的设计制造一体化的要求。随着复合材料结构件在航空领域的大量应用所带来的对其结构设计制造快速、经济的要求，大量使用模拟技术成为必然。 国外复合材料应用发展起步较早，随着计算机的发展，采用计算机数值模拟复合材料固化过程，建立一套完整的固化变形分析和预测方法，改变传统设计思想和设计程序，在设计之初就考虑到结构的成型问题，比较著名的有 Delaware 大学复合材料研究中心针对低温聚合工艺开发的一系列复合材料模拟软件。British Columbia 大学针对热压罐成型工艺开发的数值模拟软件 COMPRO[3]，是一个关于热压罐的固化工艺二维有限元码，包括热压罐和模具的特性及复合材料的特性等。空客公司在 A380 的制造过程中，针对复合材料结构件固化变形问题与荷兰代尔夫特理工大学联合，共同研究题为 Deformation of large composite panels by cure shrinkage 的项目，目的是在寻求设计阶段对固化变形的控制方法。欧盟第七框架计划(European Union Seventh Framework)中提出关于复合材料的航空科研项目 MAAXIMUS,此项目研究中的重要一项是建立飞机制造过程的虚拟模拟平台，在生产制造复合材料结构之前进行虚拟模拟计算。 在热压罐成型过程中，复合材料结构件固化工艺的主要工艺参数包括温度、升降温速率和压力。结构件几何尺寸、材料体系、固化工艺参数均不同程度影响构件最终成型质量, 选取合适的工艺参数是热压罐成型的关键环节。由于影响因素众多, 采用实验方法确定工艺参数有一定的局限性。采用数值模拟方法分析各种因素对成型质量的影响, 对选取合理工艺参数、节省试验费用等具有重要意义。大型复合材料构件的固化变形模拟技术是结构设计与工艺设计的重要纽带，是设计/制造一体化的核心技术之一，也是实现高精度高质量大型构件制备的重要技术手段，尤其在我国大型复合材料构件制备经验不足的情况下，通过数值模拟方法进行虚拟的工艺参数设计，可以达到减少实验次数，缩短生产周期，降低生产成本的要求。 3、应用举例 对于热压罐成型结构件，考虑复合材料成型过程的物理和化学特性，通过模拟分析影响结构固化变形的因素，既可以找到各因素间的相互关系和影响趋势，也可以按照结构最终几何要求设计最佳制造工艺，达到控制变形的目的。作者曾采用有限元软件 ABAQUS 对 L 形结构件在热压罐固化制度中的降温阶段的回弹变形进行了模拟计算[4]，主要分析讨论影响变形的内因：结构设计参数对回弹变形的影响。结构材料为 Hercules 公司 AS4/3501-6[5]预浸料，为简化模拟过程，计算中没有考虑模具的影响。L 形结构件的有限元模型如图 2 所示。 为分析结构的不同铺层方向对制造过程中回弹变形的影响，比较了 L 型结构的[0]8，[0/45/90/-45] 2s及[90]8三种铺层情况，结果如图 3 所示，可见不同铺层方向对回弹角的影响较大。出现这样的变化趋势的原因是不同铺层的层合板 L 形构件在拐角处的径向及周向热应变及曲率收缩应变不同。对[0/45/90/-45]2s种铺层，改变 L 形结构件的厚度,模拟回弹角度的变化，结果如图 4 所示，可见厚度的改变对回弹角的影响也很明显，随着厚度的增加，回弹角变小。同样地，改变此种铺层的 L 形构件的拐角半径,模拟回弹角度的变化，结果如图 5 所示，随着拐角半径的增加回弹角增大，但增大的数值不很明显。说明拐角半径的改变对回弹角的影响不大。 由以上分析可见，通过对固化变形影响因素参数的模拟计算，可得到各参数对固化变形影响的趋势和程度；在复合材料结构设计阶段对固化变形的影响因素进行分析，可以为复合材料结构设计提供支持，优化结构设计；在复合材料结构件制造阶段对固化变形的影响变形因素进行分析，可以指导固化工艺参数的调整，减少试验数量，节省人力财力。因此通过在复材结构设计制造阶段应用模拟技术，可以对固化变形进行合理有效地控制。 4、 展望 复合材料结构模拟技术的应用，无论从原理上，还是从目前空客公司、波音公司已经取得的研究成果上来看，都证明是可行的，而且也达到了最初的目标：缩短研制周期,降低生产成本,实现复合材料结构的整体化和设计/制造一体化。因此模拟技术是进行变形预测及控制的有效途径，在复合材料结构件制造过程的应用前景广阔，但是其应用的基础是兼顾各类变形因素的计算方法的建立以及合理的模拟流程的开发，并利用试验结果修正模拟技术，才能在复合材料结构件制造过程中达到控制变形的目的。 参考文献 [1] Dong C S, Dimension variation prediction and control for composites [D].PhD dissertation, the Florida state university,2003. [2] Graham Twigg, Anoush Poursartip,et al. Tool–part interaction in composites processing. Part I: experimental investigation and analytical model[J]. Composites,part A: applied science and manufacturing. Composites: Part A 35 (2004) 121–133 [3] Hubert P, Vaziri R, Poursartip A. A two dimensional flow model for the process simulation of complex shape composite laminates. 1999, 44(1):1-26. [4] 贾丽杰，何景武等，CJ818中央翼盒复合材料制造工艺设计与分析[J],民用飞机设计与研究,2010,增刊;39-43. [5] Johnston A, Vaziri R, Poursartip A. A plane strain model for process-induced deformation of laminated composite structure[J]. Journal of Composite Materials, 2001, 35(16): 1435-1469. (end)

文章内容仅供参考 (投稿) (如果您是本文作者，请点击此处) (8/15/2012)