复合材料结构装配过程中的制孔和连接

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1、复合材料结构装配过程中的制孔和连接哈飞集团徐福泉高大伟复合材料结构装配综述先进复合材料的主要优势之一就是可以更大程度的发挥飞机结构设计人员的智慧，思路更加广阔，设计结构更加灵活。可以创造出尺寸大、结构复杂、整体成型的复合材料机体结构的同时，减少了零件的数量，减少了连接用紧固件数量，减少了装配工装和装配操作工序的工作量。但不管怎样，由于设计、工艺、检查和维修等制约因素的影响，连接装配过程必不可少。因此复合材料零件仍然需要参与装配，包括复合材料零件之间的装配，以及复合材料零件同其它类型零件之间的装配。与金属结构相比，复合材料连接紧固件数量少了，但质量要求更高了，从其它文献中的数据以及实际

2、估算，装配总成本与零件总成本基本相当。国外在A380、B787、JSF等飞机的大型、开敞型结构件上，使用了数字化装配技术，利用通用自动化装配工作台和自动钻铆设备等手段，保证了飞机装配的高质量和高效率；就目前国内的制造水平来看，数字化制造技术在探索阶段，较少应用，虽然局部采用了数字化技术，如在协调方式上局部采用了数字量传递方法，大多仍采用手工装配，需要较多的劳动力。复合材料装配过程比较复杂，装配过程包括了不同的装配级别和多个步骤：如直升机尾部的装配，分三级进行：第一级是框、梁、肋及加强件等的定位装配；第二级是与蒙皮间的定位，间隙调整，加胶膜，钻孔、坚固件安装，胶接固化后的修整；第三级是

3、协调互换部位的加工和协调孔的钻制，安装接头、平尾和上垂尾等部件，进行密封和电搭铁安装等等。以上只是简要描述了大结构装配过程中常常要用到的装配流程以及工艺过程。本文主要介绍基本的加工和装配操作，重点在复合材料零件制孔及常用的几种连接方式。复合材料结构装配的特点飞机复合材料零件装配与金属零件装配相比，具有以下的特点：1)受复合材料零件原材料、制造工艺方法以及材料本身特性限制，复合材料零件厚度、平面度、角度等尺寸和形位公差较机加零件大，因此在装配设计时需要考虑一定的补偿方法。2)紧固件与复合材料零件间的电化学腐蚀，尤其是碳纤维复合材料与铝或镀镉的紧固件相接触时，玻璃纤维或芳纶不导电，不会产

4、生电化学腐蚀。3)复合材料属脆性材料，断裂延伸率1%～3%，对装配间隙敏感，间隙在0.2mm-0.8mm应使用液体垫片，大于0.8就应使用固体垫片，否则易造成树脂碎裂、局部分层等损伤。4)大多复合材料零件由很多层材料铺叠而成，单层面内强度远大于层间强度，制孔时易出现出口处孔边缘纤维劈裂。5)复合材料与金属零件同时制孔时，如从材料钻向金属，易造成金属屑损伤复合材料孔壁的情况。6)复合材料层间强度低，易冲击性分层，不宜采用带有冲击力拉装配方法，如锤铆。7)复合材料零件不易采用过盈配合（间隙配合的强度只占基体完整强度的20%-50%），易造成孔壁四周损伤，或采用小过盈量（1%～2%）配合，

5、且必须使用金属衬套。复合材料连接失效的形式复合材料结构在连接装配后，可能存在6种损坏模式。A：零件剪切破坏，可能由于边距不够或在载荷方向的纤维比例过大。B：零件断裂破坏，可能宽度不够或在垂直于载荷方向的纤维比例过大。C：零件角破坏，可能边距不够或45度方向纤维少。D：零件孔边破坏，孔周分层及基本压碎，这是6种损坏形式中可能危害最小的一种。E：紧固件拉脱，可能由于锪窝太深（一般窝深不能超过总厚的2/3，剩余部分不能小于0.5mm）或钉头太小；装配间隙没有处理好。。F：紧固件失效，钉夹紧长度选择不当；夹紧力不够；装配间隙没有处理好。AFEDCB图1复合材料连接失效的形式复合材料结构的钻孔

6、航空用复合材料主要以碳纤维和玻璃纤维为主，玻璃纤维可加工性较好，在主要用在飞机的表面零件上；碳纤维用于飞机承力结构，但其加工性不好，制孔的问题主要出现在碳纤维复合材料零件。因此本节主要以碳纤维复合材料为主，讨论制孔问题。复合材料制孔要比一般金属制孔要困难，主要在于复合材料对温度敏感、易劈裂分层以及对刀具磨损严重。钻孔劈裂或分层主要出现在制孔的出端，也可能出现在制孔的入端。如出现在制孔的入端，则可以认为钻孔时进给量有些偏大，因此操作人员减慢钻头刚接触零件时的进给速度是非常必要的，可减少入端劈裂或分层；如出现在制孔的出端，则可以认为进给力太大，可能的原因是在将要钻透时进给量太大或刀具变钝

7、等问题，因此选择适当的刀具并保持良好地刀具状态，以及在将要钻透时，应减慢进给速度，可减少出端劈裂或分层。图2钻孔劈裂或分层当复合材料零件采用单向带制造时，钻孔劈裂或分层尤为严重，因此为减少钻孔时的损伤，在零件上下各加一层织物将大有益处。为避免钻孔时零件的温度过高，不能大于基体的玻璃化温度。典型的钻孔参数为2000-3000rpm，每转进给量为0.05-0.1mm。但要注意在进刀时和出刀时，要减缓进给速度、加大转速。当复合材料与金属同时制孔时，要注意金属材料