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蜂窝夹层结构在飞机上的应用及发展

   日期:2020-05-11     来源:新材料产业 文/陈静 邱启艳 中航复合材料有限责任公司/航空    浏览:395    
核心提示:蜂窝夹层复合材料具有质量轻、弯曲强度与刚度大、抗失稳能力强、耐疲劳老化、吸音、隔音及隔热性能好等优点,长期以来备受航空结构的关注。在航空工业发达国家,蜂窝夹层结构复合材料己大量应用于飞机结构,如机翼、机身、尾翼、雷达罩及地板、内饰等。
 蜂窝夹层复合材料具有质量轻、弯曲强度与刚度大、抗失稳能力强、耐疲劳老化、吸音、隔音及隔热性能好等优点,长期以来备受航空结构的关注。在航空工业发达国家,蜂窝夹层结构复合材料己大量应用于飞机结构,如机翼、机身、尾翼、雷达罩及地板、内饰等。随着飞机对结构全寿命成本的提高,蜂窝夹层结构材料体系、结构设计、整体化制造技术及低成本技术均需进一步提升。

 

一、蜂窝夹层结构承力原理

 

蜂窝夹层结构一般由上、下2个薄面板和中间的蜂窝芯通过胶粘剂粘接在一起,其载荷传递方式与工字梁相同,上、下面板主要承受由弯矩引起的面内拉压应力及面内剪应力,芯材主要承受由横向力产生的剪应力,图1为弯曲载荷下的夹层结构受力情况。随着夹层高度的增加,截面惯性矩增大,结构的弯曲刚度得以提高,表1为蜂窝夹层高度及性能关系。

 

图1 夹层结构在弯曲载荷下受力情况

 

表1 蜂窝夹层结构比强度及比刚度

 

 

蜂窝夹层结构中,芯材的一个最重要的属性是它的剪切强度和刚度。为了防止由于弯曲载荷造成的失效,特别是薄面板结构中,芯材必须能够承受压缩载荷。另一个重要的失效机理是芯材和面板脱粘,因此对夹层结构胶粘剂的强度和成型工艺提出了更高要求,通常用于制造夹层结构的胶粘剂强度大于芯材,一般会在芯材内部发生破坏,另外,为确保高效的胶接质量,胶接工艺也是结构制造过程中一个重要环节。

 

二、材料及工艺

 

1.材料体系

 

蜂窝夹层结构由蜂窝、面板,胶粘剂组成,其中蜂窝材料包括芳纶纸蜂窝(Nomex、Kevlar、KOREX)、铝蜂窝及玻璃布蜂窝等,由于芳纶纸材料不导电,不存在电化腐蚀问题,还能够满足烟雾毒性(FST)要求,局部失稳比铝蜂窝要小得多,所以应用较广泛。目前,国外应用较多的是赫氏公司公司(Hexcel)的HexWeb ®蜂窝,国内主要是中航复合材料有限责任公司NRH系列蜂窝。

 

面板材料包括铝合金、玻璃钢及碳纤维复合材料等,其中碳纤维单向带或织物增强复合材料应用最多。另外,随着对低成本的追求,蜂窝夹层结构用热压罐外固化预浸料(OOA prepreg)得到快速发展。目前,已经商业化的主要为环氧树脂体系,应用较多的为先进复合材料公司(ACG[l1] )的MTM44-1,MTM45-1,MTM46;氰特公司(Cytec)的Cycom5320-1,赫氏公司(Hexcel)的Hexply M56等,国内中航复合材料有限公司的BA9913、LT-03A等。

 

结构胶粘剂按基体类型可分为环氧类、酸马来酰亚胺类、氰酸酯类、聚酰亚胺等,由于环氧类具有较好的工艺性,其改进后具有较高的韧性,被广泛应用于航空结构;酸马来酰亚胺类及聚酰亚胺主要应用于耐温更高的结构;氰酸酯类由于据有较好的介电性能,主要用于雷达天线等功能结构的胶接。目前用于航空结构的主要胶粘剂厂家及牌号包括Cytec的FM系列,3M的Scotch-Weld系列,Hexcel的REDUX系列,Henkel的Hysol系列,黑龙江省科学院石油化学研究院的J系列,航空材料研究院的SY系列等。

 

2.制造工艺

 

蜂窝夹层结构成型工艺包括热压罐成型、真空袋成型,模压成型及液体成型等,表2列出了几种成型工艺的优缺点。

 

表2 蜂窝夹层结构不同成型工艺比较

 

 

三、结构应用

 

1.在军用飞机上的应用

 

蜂窝夹层结构在军机上的应用最早是20世纪四五十年代,使用的是开孔铝蜂窝,结构胶以酚醛为主,随后环氧树脂的问世解决了酚醛树脂固化过程小分子挥发份释放问题,使无孔铝蜂窝得以应用,从而解决了有孔蜂窝结构容易进水导致飞机失衡的问题。20世纪七八十年代Boeing公司开发了磷酸阳极化技术用于铝合金表面处理,加以采用耐腐蚀底胶,在胶接耐久性方面取得了重大突破。随着美国空军主承力胶接结构技术PABST计划(Primary Adhesively Bonded Structure Technology)的实施,验证了胶接结构在机体主承力结构上应用的可行性,随后,新的胶接体系在F-15等飞机上进行了应用,其中,F-15飞机主要应用为机翼前缘、襟、副翼、垂尾、平尾,F-16飞机主要用于平尾,在F/A-18飞机上,蜂窝夹层结构用于飞行控制面,在F-35飞机上,襟、副翼、平尾前缘、垂尾前缘、方向舵等均采用了蜂窝夹层结构。

 

2.大型民机上的应用

 

蜂窝夹层结构在大型民用飞机上的应用最早是在Airbus公司的A310飞机的方向舵上,后用于A320、A340方向舵。图2为A320方向舵蜂窝夹层壁板结构。目前最大的蜂窝夹层结构舵面是A340方向舵,它由蜂窝夹层结构左、右壁板,碳纤维前梁(9.9m),碳纤维根肋(2.6m)等组成,整体面积15.3m2。目前,单机用量最大的为A380飞机,其蜂窝夹层结构用量达4000m2(如图3),典型应用包括腹部整流罩(超过300m2)及地面这类大尺寸结构件,地板主要采用M.C.Gill Corp.的Gillfab 4909夹层板,芯材为Kevlar蜂窝。蜂窝夹层结构在B787上应用包括方向舵、升降舵、翼尖、发动机机舱等部位。其中发动机短舱和反推力装置采用HexWeb蜂窝及HexPly 8552/AS4预浸料,HexWeb蜂窝具有质量轻、刚度大的优点,还具有吸声功能,已被世界各大发动机制造商使用。

 

图2 A320方向舵蜂窝夹层壁板结构

 

图3 A380-800飞机蜂窝结构的应用

 

3.在通用飞机上的应用

 

与民用大飞机相比,蜂窝夹层结构在通用飞机上的应用主要表现为在机身上的使用,如Hawker Beechcraf的Premier I,豪克4000 及“首相”IA飞机,庞巴迪宇航公司里尔85飞机等。其中Premier I是第一架通过FAA认证的全复合材料机身喷气公务机,整个机身采用面板为碳纤维的蜂窝夹层结构,整体厚度为20.6mm,机身无桁条和框架,比传统铝结构减重25%,且增加了13%的客舱空间。而且整体结构减少了零部件的生产数目,在很大程度上缩短了生产周期,降低了制造成本。目前生产的Hawker 4000飞机,其机身结构是由3个筒体结构在机翼处连接组成,筒体为蜂窝夹层结构,蒙皮的铺贴采用MAG辛辛那提公司的Viper自动铺丝机铺放。预浸料纤维采用12k中模碳纤维(东邦Tenax美国公司G40-800和Hexce公司lIM7),环氧树脂为Cytec工程材料公司提供977-2或E7K8,蜂窝采用Hexcel的Nomex蜂窝,图4为蜂窝芯材定位。

 

图4 Hawker 4000机身蜂窝芯材定位

 

四、相关问题

 

尽管蜂窝夹层结构在结构性能上有突出的优点,但还存在主承力结构应用问题,对湿热环境敏感,制造成本及质量问题等。

 

1.主承力结构的应用问题

 

目前夹层结构在大型商用飞机上的应用主要是次承力结构,对于主承力结构,必须防止灾难性事故的发生,因此,结构需要评估以证明在飞机的使用寿命期不会发生导致失效或结构过度变形的损伤缺陷(除可检测的损伤)。夹层结构作为主承力结构在很大程度上取决于设计、结构和材料本身,承载是一个关键问题,整个结构的失效-安全行为定义为在有部分或可见损伤而不会导致整个结构的失效。另外,被选择材料的韧性和抗冲击损伤破坏也是一个关键因素。所以设计的目标是要在严格的重量要求下设计出最大的性能。对于飞机结构设计,需要稳定的薄面板承受拉、压载荷,或拉、扭、弯组合在一起。传统的机身结构设计采用纵向加筋,环向肋或框架来克服这一难题。但这在复合材料设计上不一定是最优方案,事实上,在许多情况下,使用2个面板与稳定的中间介质可以更有效的创建一个抗变形结构。另外,通过适当的设计可以让夹层结构具有优良的阻尼性和隔热、吸声性能,夹层结构机身外壳可以降低机身舱内的噪声,实现机舱的隔热,增加乘客舒适度。

 

2.防水问题

 

对于蜂窝夹层结构,如果面板出现裂纹或胶接边界出现脱粘,水汽就很容易进入蜂窝孔格,在低温条件下,冰冻膨胀会破坏邻近蜂窝孔格的粘接,这就降低了夹层结构的性能,据20年内收集的蜂窝雷达罩维修记录统计表明[6],大约85%蜂窝夹层结构雷达罩因为蜂窝进水需要维修,大多数航空公司证实波音737飞机蜂窝雷达罩的平均无故障维修使用时间少于2年。这也是虽然空客公司在A340等机型上使用了蜂窝夹层结构方向舵,但在A380和A350上没有使用的原因。而波音仍在B787上使用蜂窝夹层结构舵面,也是考虑到了在工艺上可以改进,采用表面膜技术预防蜂窝进水。另外,蜂窝夹层结构边缘最容易受环境及冲击影响造成损伤,常用的端头密封设计方法见图5,另外也可以根据结构采用端头铆接密封技术,或将上、下面板直接胶接/共固化在一起进行端头密封。

 

(a)端头填充物密封

(b)端头盒型结构密封

(c)端头“Z”型结构密封

(d)端头“U”型结构密封

图5 夹层结构密封设计

 

3.制造成本问题

 

蜂窝夹层结构的制造成本与材料及其制造过程有关,虽然热压罐成型工艺是目前广泛应用的先进复合材料飞机结构成形工艺方法。但同时也存在设备投资高、能源消耗大、辅助材料费用高、成形周期长等特点、是一种高成本的制造工艺。目前,消除热压罐主要从2方面展开研究:开发热压罐外固化预浸料(OOA prepreg),采用真空袋成型;开发液体成型技术,避免使用热压罐设备。对于热压罐外固化预浸料,其应具有固化后性能与热压罐成型相当,而且还应具有合适的粘性和自动铺带/铺丝可操作性。蜂窝夹层结构的液体成型技术其难点是防止低粘度的树脂流入蜂窝孔格,造成质量增加。欧洲领先的复合材料零 部件和蜂窝夹芯板制造商(Euro-Composites公司)开发了蜂窝结构液体成型工艺(EC-HLM),其主要特点就是蜂窝与面板预成型体之间有一层隔离层,树脂灌注前,先将隔离层与蜂窝芯预固化粘合在一起以防止灌注树脂流入蜂窝孔格。与传统的预浸料/热压罐工艺相比,此工艺降低了预浸料的制造成本及热压罐工艺成本,工艺时间减少30%,并且提高了水密性,该技术已经在A380上得到应用。另外,在制造过程中采用蜂窝芯材数控加工,铺贴过程激光定位,面板采用自动铺丝等自动化制造技术也是降低制造成本的途径。

 

4.成型质量问题

 

传统热压罐成型工艺,需要尽可能增加压力来保证面板的压实及降低面板孔隙率,但蜂窝的抗侧向压力较低,成型过程中蜂窝侧面所受的压力F可分解为一个沿蜂窝孔格方向压力f1和一个侧向压力f2,f2大于蜂窝的抗侧向压力会可能导致蜂窝滑移变形,如图6所示。设计中,可以通过减小蜂窝侧面导角θ来减少f2,也可以通过蜂窝在真空或更小的压力下与一侧面板预粘或在铺贴过程中采用扯裂带的方法来防止蜂窝滑移。虽然热压罐外固化预浸料技术可以在一个真空压力下成型,但如果空气滞留在蜂窝芯内,随着升温膨胀,可能将面板顶起,导致面板开裂或脱粘,如果空气完全排除,很可能导致面板孔隙率的增加,Tavares等人通过空气在蒙皮厚度方向渗透率的研究发现如果芯子内压力降低,蒙皮与芯子的断裂韧性增加,但复合材料蒙皮的孔隙率也增加。芯子内压力将决定蒙皮的压实程度,所以最优的状况是蜂窝孔格内的空气压力不能将面板顶起还可以提供足够的压力压实面板,以确保胶接质量。

 

图6 蜂窝受力示意图

 

五、结语

 

蜂窝夹层结构在国内外飞机次承力结构上得到了广泛应用,但在主承力结构应用较少,随着飞机对结构性能及低成本要求的提高,蜂窝夹层结构材料体系、结构设计、整体化制造技术及低成本技术均需进一步提升。

 
标签: 复合材料
 
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