摘 要：復(fù)合材料具有優(yōu)異的可設(shè)計(jì)性，而且具有較高的剛度和強(qiáng)度。另外在抗疲勞方面具有很好的性能，在航天航空結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)當(dāng)中獲得了廣泛的應(yīng)用。復(fù)合材料的用量多少已經(jīng)是當(dāng)前對航空航天結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)先進(jìn)性進(jìn)行衡量的一項(xiàng)標(biāo)志，直升機(jī)當(dāng)中會(huì)使用到大量的復(fù)合材料，某些機(jī)種甚至可以達(dá)到1/2以上，國外已經(jīng)設(shè)計(jì)了由多種復(fù)合材料形成的直升機(jī)，本文重點(diǎn)對付直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配工藝進(jìn)行分析和研究，以供參考。
關(guān)鍵詞：直升機(jī);復(fù)合材料;結(jié)構(gòu)裝配工藝
1 直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配工藝概述
和金屬結(jié)構(gòu)進(jìn)行比較可以發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料在制造和裝配的過程中優(yōu)點(diǎn)非常突出，主要是復(fù)合材料在加工的過程中可以通過共膠結(jié)、共固化的工藝讓后續(xù)的裝配和加工工藝得到簡化，防止其他工藝在操作的過程中出現(xiàn)一定的缺陷，讓整體結(jié)構(gòu)的綜合性能提高。當(dāng)前很多直升機(jī)通過計(jì)算機(jī)一體化融合技術(shù)進(jìn)行加工，對結(jié)構(gòu)外形進(jìn)行了大幅度的優(yōu)化，讓螺接、鉚接的工藝減少，避免出現(xiàn)應(yīng)力集中等問題，讓飛機(jī)的飛行品質(zhì)和疲勞壽命大幅度提高。由于工藝、設(shè)計(jì)、運(yùn)輸?shù)确矫娴男枰獜?fù)合材料。在設(shè)計(jì)的過程中保留了很多設(shè)計(jì)工藝分離面和設(shè)計(jì)分離面，這些分離面需要在裝配的過程中和其他結(jié)構(gòu)之間進(jìn)行對接，而飛機(jī)尾段主要是使用復(fù)合材料進(jìn)行裝配。
2 直升機(jī)關(guān)鍵裝配特征分析及工裝設(shè)計(jì)安排
下面以直升機(jī)尾端為例，對直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配工藝進(jìn)行分析。尾段主要可分為整流罩、下垂尾、上垂尾、尾梁、平尾等幾個(gè)部分。在進(jìn)行預(yù)裝的過程中，發(fā)現(xiàn)尾梁、上垂尾以及平臺(tái)和下垂尾之間在裝配的過程中，出現(xiàn)帶應(yīng)力關(guān)閉或者外型卡盤關(guān)不上的問題，無法確保c平臺(tái)和f接口之間的角度，在裝配的過程中出現(xiàn)應(yīng)力面或者局部應(yīng)力點(diǎn)。對其原因進(jìn)行分析，可以發(fā)現(xiàn)主要是配合面曲率出現(xiàn)一定的變化。在零件成型的過程中，這個(gè)位置的數(shù)值沒有較強(qiáng)的流動(dòng)性，所以和其他地方相比，這一處往往較為偏后，為了確保剛度和強(qiáng)度要求，在配合處的碳布去掉，替換為玻璃布，依照現(xiàn)場具體裝配的要求進(jìn)行打磨，確保其裝配的協(xié)調(diào)性。
3 直升機(jī)復(fù)合材料裝配加工工藝及連接工藝
在直升機(jī)復(fù)合材料進(jìn)行加工的過程中，主要使用的是鉸接，但依然需要螺接和鉚接等相關(guān)工藝，也需要進(jìn)行切割、锪窩等工藝加工。
3.1 制孔
直升機(jī)復(fù)合材料主要組成部分為碳纖維復(fù)合材料，碳纖維具有較大的硬度，而且耐磨性較高，所以在刀具選擇的過程中需要保證耐磨性和硬度，高速旋轉(zhuǎn)的刀具和纖維之間進(jìn)行接觸之后會(huì)釋放一定量的熱，所以一定要保證刀具材料具有一定的耐熱性，首選物質(zhì)硬質(zhì)合金鉆頭。
復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制孔的過程中，很多部位是層壓板結(jié)構(gòu)，厚度往往在1毫米到4毫米左右，在試驗(yàn)的過程中發(fā)現(xiàn)出現(xiàn)制孔缺陷。出現(xiàn)的位置主要在出口、入口處，通過對進(jìn)給量和刀速的控制可以對分層的情況進(jìn)行有效的抑制。與此同時(shí)，還需要注意在鉆孔出口面頂上一層硬質(zhì)塑料，如果刀速過快，可能會(huì)導(dǎo)致制孔的周圍產(chǎn)生燒灼的情況。對其原因進(jìn)行分析主要是制孔的過程中轉(zhuǎn)速比較大，會(huì)導(dǎo)致溫度進(jìn)一步升高，如果在操作的過程中處于一個(gè)封閉的環(huán)境當(dāng)中，無法有效的將熱量及時(shí)散發(fā)出去，可能會(huì)導(dǎo)致溫度達(dá)到機(jī)體燒灼點(diǎn)。
3.2 锪窩
整流罩通常條件下使用的是芳綸材料結(jié)構(gòu)，在連接的過程中為了保證外形的美觀性，主要通過鈦制沉頭抽釘，由于芳綸纖維具有較大的韌性，在和樹脂之間進(jìn)行連接的過程中粘接力不高，锪窩困難，在沒有特別的锪窩刀具的條件下，在旋轉(zhuǎn)鉆頭之后放入锪窩表面，可以將纖維迅速切斷，并且避免纖維出現(xiàn)劈裂。
3.3 切割
復(fù)合材料在進(jìn)行切割的過程中容易出現(xiàn)分層、毛邊以及開裂等缺陷，起割和停割處偶爾會(huì)產(chǎn)生這種問題，所以需要使用金剛石砂輪進(jìn)行切割，在切割的過程中一定要保證均勻用力并且控制進(jìn)刀。在各種飛機(jī)過程當(dāng)中，機(jī)體損傷的故障達(dá)到了總故障的30%，所以直升機(jī)的總壽命主要是由機(jī)體壽命決定的，對機(jī)體喪失工作能力的原因進(jìn)行分析的過程中，可以發(fā)現(xiàn)疲勞破壞是非常重要的一種原因，有80%以上的疲勞破壞出現(xiàn)在連接處，對螺接和鉚接等工藝進(jìn)行分析，可以發(fā)現(xiàn)通過這兩種工藝進(jìn)行處理，可以讓飛機(jī)的疲勞壽命大幅度的提高。
3.4 螺接和鉚接工藝及相關(guān)技術(shù)
通過相關(guān)試驗(yàn)分析發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料和金屬材料在連接的過程中，連接部位的纖維對結(jié)構(gòu)的破壞形式和結(jié)構(gòu)的受疲勞壽命有著直接影響，復(fù)合材料的破壞往往出現(xiàn)在擠壓或者拉拖的混合破壞，合理的進(jìn)行纖維含量的安排可以將所需破壞的方式設(shè)計(jì)出來，與此同時(shí)，合理的選擇抽釘、螺栓等緊固件類型，并且注意裝配質(zhì)量加強(qiáng)也可以控制結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，為了避免出現(xiàn)電位腐蝕復(fù)合材料，在緊固件選擇的過程中主要使用鈦質(zhì)金屬。
在連接復(fù)合材料的過程中，主要使用間隙配合，再配合接頭孔附近往往會(huì)出現(xiàn)應(yīng)力集中的情況，導(dǎo)致載荷分配不均勻等問題出現(xiàn)。與此同時(shí)，間隙配合很容易導(dǎo)致釘孔和釘桿處之間產(chǎn)生撞擊而出現(xiàn)連接層破壞等情況，為了避免這種連接的缺陷，可以使用干涉連接技術(shù)。
4 結(jié)語
綜上所述，在直升機(jī)裝配的過程中，復(fù)合材料因?yàn)槠淞慵Y(jié)構(gòu)的具體特點(diǎn)和金屬材料具有較大的區(qū)別，復(fù)雜復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在裝配的過程中一定要了解關(guān)鍵裝配的特征，只有如此才能合理的完成直升機(jī)的工裝設(shè)計(jì)工作。
參考文獻(xiàn)：
[1]李東升，翟雨農(nóng)，李小強(qiáng).飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)少無應(yīng)力裝配方法研究與應(yīng)用進(jìn)展[J].航空制造技術(shù)，2017，60（9）：30-34.
[2]諶廣昌，袁春明，俞穎，等.J-241膠在直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配和修補(bǔ)中的應(yīng)用分析[J].直升機(jī)技術(shù)，2010（1）：40-42.
