（飞行器设计专业论文）复合材料结构固化变形分析及其控制.pdf

j 1 j n a n j i n gu n i v e r s i t yo f a e r o n a u t i c sa n da s 仃o n a u t i c s t h eg r a d u a t es c h 0 0 1 c 0 1 1 e g eo f a e r o s p a c ee n g i n e e r i n g a n a l y s i sa n d c o n t r o lo nc u r e dd e f o r m a t i o n o fc o m p o s i t es t r u c t u r e a t h e s i si n f l i g h tv e h i c l ed e s i 印 b y p a n gj i e a d v i s e db y p r o j i nh a i b o s u b m i t t e di np a r t i a lf u l f i l l m e n t o ft h er e q u i r e m e n t s f o rt h ed e g r e eo f m a s t e ro f e n g n e e r i n g j a n u 哪2 0 l o 一 承诺书 本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立进 行研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经注明引用的内容外， 本学位论文的研究成果不包含任何他人享有著作权的内容。对本论文所 涉及的研究工作做出贡献的其他个人和集体，均已在文中以明确方式标 明。 本人授权南京航空航天大学可以有权保留送交论文的复印件，允许 论文被查阅和借阅，可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库 进行检索，可以采用影印、缩印或其他复制手段保存论文。 ( 保密的学位论文在解密后适用本承诺书) 作者签名： 日期： j 南京航空航天大学硕+ 学位论文 摘要 近年来，通过减少连接件来有效减轻结构重量和降低成本的复合材料整体成型技术越来越 受到飞机结构设计师的重视。但仅仅按结构要求进行铺层设计，则在共固化整体热压成型过程 中不可避免的会产生固化变形，强迫装配必然引起装配应力、密封不好等问题。因此复合材料 固化变形控制是复合材料结构设计中的一项关键技术。 固化变形低成本解决途径的关键在于建立一套完整的变形分析和控制方法，通过有限元软 件对固化变形过程进行数值仿真预测固化变形，然后再通过结构优化设计来控制固化变形，使 最终形状满足装配要求，从而能很好的节约时间和减少材料消耗。目前多数采用三维模型和平 面应变模型进行固化变形的计算，三维模型计算量偏大，而平面应变模型需要参数转换。因此 本文第二章提出了一种用于计算固化变形的等效平面应变模型；固化变形控制方面，探讨工艺 过程优化与尺寸优化的较多，而铺层顺序设计方面的的研究较少，本文第三章采用基于铺层代 理模型优化设计方法，建立了一套基于复合材料固化变形的铺层顺序优化方法；第四章采用以 上固化变形计算方法和铺层顺序优化策略，对整体壁板进行了固化变形分析和桁条铺层顺序优 化，针对加筋板和非对称铺层层合板的固化变形特征，提出了一种加筋板固化变形控制的新方 法。 关键词：固化变形，平面应变，有限元，铺层顺序优化，响应面模型，遗传算法 复合材料结构固化变形分析及其控制 a b s t r a c t r e c e n t l y m o 咒觚dm o 托a i r c m rd e s i g n e 璐p a ya t t e n t i o nt o 缸e 乎a t e dm o l d i i l gt e c l l i l o l o g y 谢h i c h c 锄他d u c e 、e i g h t 觚dc o s tb y 托d u c 缸o no ff 酞t e n i n gp i e c e s h o w e v 盯，l ea u t o c l a v e - p r o c e 踮c u 豫d d e f 0 i m a l i i s 岫a v o i d a b l ei fs t a c l ( i l l gd e s i 印o i l l ys a t i s 匆m er e q u 的m 眦to fs 咖c t i i r e f b r c e d 弱s 即小l a g em a yl e a dt 0l o t so fp r o b l e m s ，s u c h 弱舔s 即m l es 臼e s s ，s e a lf a i l u 把锄d o n s ot h e c o m r o lm e t l l o d so fc m e dd e f 0 删i b e c o m eak e yt e c h n o l o g yd l 疵gn l ec 唧o s i t es t r i l c t i l 北 d i e s i g n t h ea p p m a c ht 0r e d u c ec o s ti st 0f i n das u i to fc u r e dd e f 0 衄a t i o n 撇l y s i sa n dc o n 缸0 ln l e 也o d s 。 t h ep r e d i c 石0 n 觚dc o n t lo fc u 咒dd e f 0 如 1 a t i o nb yn u m e r i c a ls i i l m l a t i o no fa u t o c l 孙，ep c e 鹞锄d s 仇l c t u m l 0 p t i m i z a t i o nd e s i g ni s m ee c o m ym e m o d n o wt l l ec u r e dd e f o m 枷o ni sm o s t l y - c a l c u l a t e db y3 dm o d e ia n d2 d p l 锄es t r a i nn l o d e l 1 1 l ee 伍c i e i l c yo f3 dm o d e l i sl o w a n d 吐圮2 d p l 孤es 蛐m o d e l 咒q u i r e ac o n 、，e r s i o no fm a t e r i a lp 甜锄e t e r s t h ec h a p t e r 栅o ，p 他s e n tae q u i v a l e n t p l 锄es 岫m o d e lt h e r ea 托m a n yc o n 仃dn 圮m o d sa b o u tc u r e dd e f o 肌a t i b yo p t i l l l i z a t i o no f p r o c e s sp a 瑚m t i e 塔a n dd i i i l e 璐i o n ，b u tl i t t l ed b o u ts 拓吣k i i l gs e q u 锄c e t h ec l l a 拼盯妞ep 他s 锄ta s t a c k i n gs e q u e n c eo p t i l l l i z a t i o nm e m o db 私e d m ec o m p o s i t em a t e r i a l sc u 他dd e f o n m t i o nb ym e a g e n tm o d e lo fs t a c k i l l gs e q u e i l c e t h ec l m p t e rf o u r 圮c u r e dd e f o r m a t i o no fi i i t e g m lw i i l gp 龃e li s c a l c u l a t e da n dc o n 扛o l l e db a s e do nt l l em e l o do fp 陀d i c t i a n do p t i m i z a t i o n ，t i l e nan e wc 优m o l 腓m o da b o u tt l l es t i 航n e dp 锄e lc u r e dd e f o m 斌i i sp r e s e n t e db 硒e d0 nt h ec u r e dd e f o m 斌i o n c h a r a c t e r i s t i co fs t i 任e n e dp 锄e l 锄da n t i s ”砌e 仃yl 锄i n a t e s k e y w o r d s ：c m e dd e f o m 诅t i o n ，p l a i ns 仃a i l l ，f 确t ee l e m e n t ，s t a c l 【i n gs e q u e n c e 叩t i m i z a t i o n ，他s p 伽圆e s u r f a c em o d e l ，g e i 他t i ca l g o r i l m i l 南京航空航天大学硕士学位论文 目录 第一章绪论1 1 1 复合材料在飞机结构中的应用。1 1 2 复合材料结构的成型工艺技术3 1 2 1 复合材料结构成型工艺方法分类3 1 2 2 热压罐同化成型方法4 1 3 复合材料结构的先进制造技术5 1 3 1 复合材料结构整体共固化成型5 1 3 2 设计工艺一体化的铺层设计技术6 1 4 固化变形的产生及其控制7 1 5 本文的研究工作8 1 5 1 本文研究的主要内容。8 1 5 2 本文研究的创新内容9 第二章基于等效平面应变模型的固化变形计算1 l 2 1 复合材料结构固化变形k 。l l 2 1 1 固化变形产生的原因1 l 2 1 2 对称铺层曲面复合材料结构的同化变形1 2 2 2 有限元技术在同化变形分析中的应用1 2 2 3 固化变形计算中的平面应变假设1 3 2 4 等效平面应变模型1 7 2 5 长桁同化变形计算1 8 2 6 本章小结2 3 第三章基于复合材料固化变形的铺层顺序优化方法2 4 3 1 引言2 4 3 2 复合材料层合板理论2 4 3 3 层合板铺层顺序代理模型2 6 3 4 基于铺层代理模型的优化技术3 0 3 4 1 有限元模型3 0 3 4 2 基丁：数值实验的响应面模型3 l 3 4 3 基丁响应面模型的优化设计3 5 n i 复合材料结构固化变形分析及其控制 3 4 4 基于遗传算法的铺层顺序反向设计3 6 3 5 本章小结4 l 第四章加筋板固化变形控制4 2 4 1 弓i 言z 1 2 4 2 机翼壁板固化变形控制4 3 4 2 1 机翼壁板固化变形计算4 3 4 2 2 蒙皮和桁条同化变形分析4 4 4 2 3 基于桁条固化变形的铺层顺序优化4 4 4 2 4 加筋结构固化变形新方法研究4 5 4 3 本章小结4 7 第五章总结与展望4 8 5 1 本文研究工作的总结4 8 5 2 后续工作展望4 8 参考文献。4 9 j 目e 谢5 2 在学期间的研究成果及发表的学术论文5 3 南京航空航天大学硕士学位论文 图表清单 图1 1f 2 2 军用飞机2 图1 2 波音7 8 7 2 图1 3 树脂基复合材料结构成形工艺方法分类图3 图1 4 热压成型工艺过程4 图1 5 热压罐固化循环5 图1 6 传统连接方式6 图1 7 固化变形示意图7 图1 8 模具补偿方法8 图2 1 固化变形产生的原因1 l 图2 2 对称铺层曲面结构回弹变形机理1 2 图2 3 复合材料有限元分析建模方法1 3 图2 4 单层坐标系统1 4 图2 5 平面应变模型示意图1 5 图2 6 等效平面应变模型示意图1 7 图2 7 长桁结构示意图1 8 图2 8 长桁等效平面应变模型1 8 图2 9 【9 0 】。等效平面应变模型结果1 9 图2 1 0 【9 0 】。平面应变模型结果1 9 图2 1 l 【9 0 o 9 0 o 】，等效平面应变模型结果2 0 图2 1 2 【9 0 o 9 0 o 】，平面应变模型结果2 0 图2 1 3 【9 0 一4 5 o 4 5 】，等效平面应变模型结果2 l 图2 1 4 【9 0 一4 5 o 4 5 】，平面应变模型结果2 l 图2 1 5 回弹角示意图2 2 图3 1 两种坐标之间的关系。2 5 图3 2 铺层顺序位置编号2 7 图3 3 长桁结构示意图3 0 图3 4 吲化变形计算模型3 1 图3 5 失稳特征值计算模型。3l 图3 6 数值实验流程图3 2 v 复合材料结构同化变形分析及其控制 图3 7 响应面优化流程图3 6 图3 8 铺层顺序反向设计示意图3 7 图3 9 长桁优化前同化变形图4 0 图3 1 0 长桁优化后固化变形图。4 0 图3 1 1 长桁优化前后各点变形对比4 1 图4 1 加筋板结构示意图4 2 图4 2 机翼壁板结构示意图4 3 图4 3 机翼壁板有限元分析模型4 3 图4 4 壁板优化前固化变形图4 4 j 图4 5 蒙皮同化变形图4 4 图4 6 壁板优化后固化变形图4 5 孕 图4 7 固化翘曲变形累加示意图4 5 图4 8 加筋板固化变形控制示意图4 6 图4 9 蒙皮非对称铺层机翼肇板的固化变形图4 6 表2 1a s 4 侣5 0 l 材料参数换算结果1 6 表2 2a s 4 3 5 0 l 材料参数1 8 表2 3 “5 。a s 4 侣5 0 l 材料参数等效结果1 9 表2 4 与文献结果的对比2 2 表3 1 正轴刚度对偏轴刚度的线性表示2 7 表3 2 稳定性数值实验结果3 2 表3 3 固化变形数值实验结果3 3 表3 4 回归模型拟合结果3 5 表3 5 实际铺层顺序参数优化结果3 7 表3 6 非实际铺层顺序参数优化结果3 8 表3 7 优化和检验结果3 9 表4 1 壁板桁条优化和检验结果4 5 v i 南京航空航天人学硕士学位论文 径向应变 初始角度 材料坐标系柔度矩阵 坐标系转角 主坐标系热膨胀系数列阵 热膨胀系数 回弹角 耦合刚度 层合板中面热内力列阵 层合板中面应变列阵 正轴刚度不变量 p 铺层方向总厚度 长桁固化变形大小 回归系数 拟合值 拟合优度质量冈子 目标函数适应度 注释表 周向应变 固化变形后角度 单元坐标系柔度矩阵 坐标变换矩阵 单元坐标系热膨胀系数列阵 等效热膨胀系数 拉伸刚度 弯曲刚度 层合板中面热力矩列阵 层合板中面曲率列阵 铺层顺序参数 层合板总厚度 长桁失稳特征值 样本观测值 残差 铺层顺序参数的权重系数 第f 个加筋结构同弹角 v 岛 晚 乃 霹 彳 d k 町 ， 旯 乃 e m 砺 矽 如 o 口 矿 占 u 岛 o 允 殿 万 南京航空航天大学硕士学位论文 第一章绪论 先进复合材料是2 0 世纪6 0 年代崛起的一种新材料，一经问世就以比强度高、比模量大、 耐久性好和可设计性强等特点【l 】而倍受飞机结构设计师青睐。目前先进复合材料在航空结构中 获得了广泛的应用，并己与铝合金、钦合金、合金钢一起成为航空的四大结构材料。然而在航 空大型薄壁复合材料结构的整体化成型2 1 过程中，一般要通过热压成型3 1 这道工艺，在热压成 型降温过程中，由于材料的热胀冷缩特性，复合材料结构会发生固化变形，强迫装配必然引起装 配应力、密封不好等问题，降低了复合材料结构的使用寿命。因此复合材料层合结构固化变形 分析及控制是复合材料结构设计中的一项关键技术。 1 1 复合材料在飞机结构中的应用 性能优越的新材料始终引领着飞机结构设计的研究和发展。2 0 世纪3 0 年代铝合金的问世， 取代了帆布和木材，曾给飞机结构设计带来了一次革命性的飞跃。今天先进复合材料的应用， 同样引起了一场飞机结构设计上的重大技术变革。可以预料这一变革必将有力地推动航空事业 的进一步发展。 减轻结构重量对现代飞机具有重要的意义。先进复合材料具有比强度和比刚度高、性能可 设计和易于整体成形等许多优异特性，将其用于飞机结构上，可比常规的金属结构减重2 5 一 3 0 ，同时还可以明显改善飞机气动弹性特性，提高飞行性能，这是其他材料无法或难以达到的。 先进复合材料的广泛应用还可进一步推进其它飞机先进设计技术的发展，因此，先进复合材料 在飞机上应用的部位和用量的多少现己成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一。 复合材料在飞机结构中的应用情况大致可以分为三个阶段： 第一阶段是应用于简单受力部位，如各类口盖、舵面、阻力板、起落架舱门等。 第二阶段是应用于承力火的部件，如前机身段、安定面、全动平尾、机翼等。 第三阶段是应用于复杂受力部位，如中、机身段等。 国外自1 9 8 0 年的f 一1 8 军机开始，最新研究的歼击机全部采用复合材料机翼，而且在机身上 也大量采用先进复合材料，占结构重量的2 5 5 0 。第四代机中的f 一2 2 如图1 1 所示，复合材料 占结构重量的2 5 ，法国阵风占4 0 ，瑞典鹰狮占3 0 ，欧洲e f 2 0 0 0 贝u 大于4 0 ，美国的杀手锏武 器b 2 战略轰炸机片5 0 9 6 。国外将碳纤维环氧和碳纤维双马复合材料应用在战机机身、机翼、垂 直尾翼、水平尾翼等部位，起到了明显的减重作用，大大提高了抗疲劳、耐腐蚀等性能，数据 显示采用复合材料结构的前机身段，可比金属结构减轻质量3 1 5 ，减少零件6 1 5 ，减少紧固 件6 1 3 ；复合材料乖直安定面可减轻质量3 2 2 4 。 复合材料结构同化变形分析及其控制 图1 1f 一2 2 军用飞机 民机上的复合材料用量也有大幅度提高。2 0 世纪9 0 年代前开发的波音飞机复合材料的结构 比重都在几个百分点以下，波音在1 9 9 5 年发布了使用了1 1 复合材料的飞机波音7 7 7 ；而在波 音最新研制的被称为梦幻飞机的波音7 8 7 ，如图1 2 所示，复合材料用量占结构重量的5 0 。欧洲 空中客车公司长期以来在民机复合材料的使用方面处于领先地位，a 3 8 0 大型客机可容纳乘客 5 0 0 6 5 0 人，仅碳纤维复合材料用量就达3 2 吨左右，加上其他各种复合材料，总用量在2 5 左右， 开创了大型民机大量使用复合材料的先河。空客研制的a 4 0 0 m 大型军用运输机在制造过程中广泛 使用了复合材料，其有效载荷超过现有的大型运输机。轻型飞机和通用航空飞机上可达7 0 9 0 9 6 ，直升机可达5 0 8 0 ，无人机达5 0 8 0 。因此，可以说大型飞机复合材料用量已成为竞 争筹码和飞机先进性的指标之一。 图1 2 波音7 8 7 我国从2 0 世纪6 0 年代末开始复合材料及其在飞机结构上的应用研究，7 0 年代中期研制成 功了第一个复合材料飞机结构件一某歼击机进气道壁板，8 0 年代中期带有复合材料垂尾的战斗 机首飞上天；1 9 9 0 年带有复合材料前机身的战斗机升上蓝天，1 9 9 5 年带有整体油箱的歼击机复 合材料机翼研制成功，这标志着复合材料在我国飞机结构中的应用上了一个新的台阶。目前几 乎所有的在研飞机均不同程度地带有复合材料部件。2 0 0 0 年y 7 复合材料垂尾通过了适航审定， 2 南京航空航天大学硕士学位论文 2 0 0 9 年l 1 5 国产碳纤维复合材料垂尾顺利通过1 0 0 9 6 设计载荷下的静力试验，这标志着国产复合 材料在民用飞机上的应用也进入了一个新的时代。与此同时，直升机复合材料的应用已由仿制 阶段迈入了自行设计阶段。碳纤维聚酚亚胺外涵道机匣的研制成功则标志着复合材料在发动机 冷端部件上也开始得到了应用。目前，大飞机是我国航空工业的发展目标之一，复合材料在大 型飞机结构上的应用则是此发展过程必然涉及的重要技术。近1 0 多年来，随着原材料技术和结 构应用技术的发展，除减重之外，复合材料也为实现更低的成本耗费提供了可能的途径，这成 为复合材料在我国大型民用飞机上应用的重要动力。 1 2 复合材料结构的成型工艺技术 1 2 1 复合材料结构成型工艺方法分类 复合材料结构件成形工艺方法【2 j 多种多样，各有其长，分类如图1 3 所示，飞机复合材料 结构的成型工艺方法主要包括以下两类： 断维预浸 i ( 顾浸料 广纤维预浸成形1 il l哳维在线 i 复合材斜结构_ 一 成形上艺 i l 树脂m f 内 lm 入预成 il l j 炙成形件树脂 l 转移模鞠成彤 l l 拊脂厚度 浸透予炙成 图1 3 树脂基复合材料结构成形 ：艺方法分类图 成形 ( 1 ) 纤维预浸工艺方法，在零件同化工序前预先将基体树脂浸渍增强纤维，并将被树脂浸渍的 纤维铺放于特殊载体之上，形成布带状预浸料。然后将布带状预浸料在模具上铺叠，形成零 件叠层，并将叠层同化成型。 ( 2 ) 树脂转移工艺方法，在零件同化工序中将基体树脂转移至增强纤维预成型体内部，使基体 树脂与增强纤维合为一体，进而同化成型。 3 复合材料结构同化变形分析及其控制 1 2 2 热压罐固化成型方法 预浸料热压罐成形工艺方法可以获得高纤维体积含量、力学性能优良、尺寸精确、重复性 好的高质量零构件。目前，预浸料热压罐成型方法是目前广泛应用的先进复合材料飞机结构成 形工艺方法。预浸料按设计要求铺贴在模具上形成结构件叠层毛坯，该工艺重要环节是需对叠 层毛坯形成真空，并构成隔离、吸胶、透胶和透气系统，以决定叠层毛坯中树脂流动及其去向、 流出量及其控制、夹杂气体及其排除通路和外加压力的均匀分布，这便是热压罐的封装系统。 在零件封装好以后，对复合材料预浸料叠层毛坯施加均匀温度场和空气压力，以达到固化的目 的，当固化冷却到室温以后，制件脱模，结构件会产生固化变形1 4 j ，热压固化过程如图1 4 所 示。 压力、温度 ( a ) 加温加压固化 图1 4 热压成型工艺过程 固化过程中的材料行为可以通过树脂固化度【4 】来解释，如图1 5 所示。固化前的树脂在室 温条件下通常是黏性的，由线性聚合物链接而成，此时的固化度被定义为o 。随着温度的升高，树 脂基体开始发生交联反应，同时基体的固化度和玻璃转化温度也逐渐升高。等达到凝胶温度以后， 树脂基体从最初的液态变成一种橡胶态的固体材料。当温度升到树脂基体的最终玻璃化转变温 度时，即玻璃转化温度和固化温度相同时，基体材料从橡胶态转变为玻璃态，这个转变过程也意 味着材料特性的急剧转变。如同化前材料的弹性和剪切模量仅为固化后的1 左右。而有些特性 则变化不大，如体积模量和线膨胀系数。材料残余应力和变形产生的一个重要因素就是从固化温 度降至室温过程中的热收缩。对于绝大部分复合材料来说，纤维的线膨胀系数要小于基体的，即： 纤维要承受压应力而基体承受拉应力。对于层合板来说，热应力的分布更加复杂，因为在层合板 内不但存在纤维和基体之间的热应力，铺层与铺层之间也存在热应力。在达到玻璃化转变温度前， 材料的残余应力很小，可以近似为既没有热应力。残余应力和变形的产生通常发生在从玻璃化 转变温度降至室温的过程中。 4 南京航空航天人学硕士学位论文 型 赠 图1 5 热压罐i 司化循环 1 3 复合材料结构的先进制造技术 1 3 1 复合材料结构整体共固化成型 成本太高是长期以来制约复合材料结构在飞机上应用的主要因素之一。降低成本成为复合材 料技术研究的重点。美国继f 一2 2 战斗机定型后，研制的联合攻击战斗机j s f 上复合材料应用有 可能提高到结构重量3 0 9 6 ，这使复合材料低成本化需求进一步增大。为此，美国空间组织实施 了“买得起的复合材料创新计划【l 】”，目标是在1 0 1 5 年的时间内，先进战斗机主要复合材料 结构件的制造成本下降一个数量级。其主要技术思路为：进一步提高复合材料结构的整体性， 更多地采用共同化和胶接技术以及采用复合材料设计面向制造和面向低成本的设计技术，真正 实现复合材料优化应用。最初复合材料结构元件概念因循金属结构，在元件集成为结构的过程 中，大量采用金属紧固件连接方式，如图1 6 所示。然而通过金属紧同件将元件集成为结构的方 式已不能满足现代飞机结构设计的要求，为了减少连接件数量，进一步减轻结构重量和改善承 载能力，飞机设计师提出了复合材料整体化技术【5 】。整体化设计概念的目标是力求充分利用复 合材料的加工特点和不断创新的工艺方法，提高复合材料结构的整体化程度，复合材料结构由 于其制造工艺的特殊性，目前主要通过共固化、胶接共同化和二次胶接等途径来实现这个设计概 念。如整体加筋壁板【6 】，所谓的共l 司化是指桁条和蒙皮预浸料按一定的方式铺层后一起放入模 具中，经升温同化后而得到的整体化结构件：胶结共同化是指桁条先同化形成零部件后再将桁 条零部件和蒙皮预浸料共同放入模具中经升温同化后而形成的整体结构件；二次胶结是指桁条 和蒙皮均为已经同化好的零部件，然后在界面涂上一定的胶后，放入模具中，经升温同化后而 形成的结构。整体成型技术与相同功能的金属结构相比，采用紧i 司件连接的零件数量可大幅度减 少，而结构整体化的程度通常采用零件数量的减少程度作为表征。 5 复合材料结构固化变形分析及其控制 图1 6 传统连接方式 共固化、胶接共固化和二次胶接等技术可用于连接不同材料、不同厚度、二层或多层结构， 其结构重量轻，密封性能好，抗声振和颤振的性能突出，能大量减少零件、紧固件数目。由于 紧固件数量和协调连接装配工作量的减少，同时由于相应钉孔数量下降导致结构承载能力的改 善，复合材料结构的减重效果可随整体化程度的提高而显著上升，同时结构成本可大幅度下降。 因此，复合材料结构的整体化被普遍认为是实现高效复合材料结构的重要途径。国外复合材料整 体成型技术从7 0 年代开始就有相关专利，最近几年申请的专利更多，技术也越来越先进，其中 美国最多，主要以波音公司为主，欧洲以空客为主，日本的富士重工也有相关专利文献，主要 应用于共固化整体成型加筋壁板、机身结构，发动机整流罩，蜂窝夹层结构等。国内关于飞机 构件胶接共固化整体成型技术研究也取得了许多成果，且与国外一些技术水平相当，比如北京 航空制造工程研究所的加筋壁板共固化成型技术、蜂窝夹层结构共胶接整体成型技术，相对国 外的一些专技术水平已有过之。 1 3 2 设计工艺一体化【7 】的铺层设计技术 复合材料结构铺层设计主要包括一级铺层设计( 铺层角、铺层百分比、铺层厚度) 和二级 铺层设计( 铺层顺序) 。前者应满足总体强度、刚度的要求：后者可以改善承载能力和层间热膨 胀系数差异。 在现代复合材料铺层设计过程中，往往只考虑了结构设计要求，很少考虑工艺条件要求， 或者只是简单的认为采用对称铺层就可以满足固化工艺要求，其实对于曲面结构，由于环向和 径向热膨胀系数的巨大差异，即使采用对称铺层，也不可避免的要产生回弹变形l 钔。对于这种 回弹变形，在铺层角、铺层百分比和铺层厚度都确定的情况下，可以通过改变铺层顺序来控制 这种变形，但是铺层顺序不仅影响固化变形的大小，而且还影响结构承载能力。例如飞机上的 长桁结构，有限元分析表明0 铺层越靠近对称面固化变形越小，但这又与稳定性的要求相矛盾。 因此，在满足一定稳定性条件下，通过优化铺层顺序来减小固化变形才具有工程实际意义，同 时满足固化工艺和结构设计的要求。 6 一 南京航空航天大学硕士学位论文 因此仅仅按结构要求进行铺层顺序设计，往往在制造工艺过程中会产生很大的翘曲变形。 所以满足设计工艺一体化铺设的要求，避免大尺寸构件成型后的翘曲，是复合材料结构设计一 个新的发展趋势。在复合材料结构铺层设计过程中，充分考虑结构承载性能的同时还要考虑结 构的工艺性，即在满足一定结构要求下避免固化后产生过大的回弹变形。设计工艺一体化设计 要在结构设计人员的主持下，并行进行结构分析和固化变形分析等工作，实现资源共享、协同 参与、并行设计。设计过程中的同时考虑结构要求和固化工艺要求，这样可避免设计与制造之 间的不协调，减少反复和修改次数，缩短产品的研制周期，最终达到降低成本的目的。 1 4 固化变形的产生及其控制 飞行器结构绝大部分整体结构由于本身结构特点一般是采用热压共固化成型。目前通常采 用浸渍基体树脂的增强纤维预浸料逐层铺贴在模具上，再经热压工艺，基体树脂在模具内进行 化学反应，结构件成形与材料形成同时完成。然而在整体共固化成型过程中，由于材料的热胀 冷缩效应，基体树脂的化学收缩效应，结构的几何不对称，以及复合材料与成型所用模具材料在 热膨胀系数上的显著差异，其在室温下的自由形状与预期的设计形状相比会产生一定的变形， 在室温下的形状与预期的理想形状之间产生一定程度的不一致，通常将这种不一致状态称之为 构件的固化变形【4 1 ，如图1 7 所示。 图1 7 固化变形示意图 复合材料结构件的吲化变形对零件外形精度和构件的连接匹配会产生极为不利的影响，在 装配时会引起残余应力、密封不好等问题，这样就会降低结构的强度和疲劳寿命，甚至造成制 件报废。因此复合材料层合结构同化变形控制是复合材料结构设计中的一项关键技术。 为了控制崩化变形，传统的方法是在反复试验吲的基础上对l 司化过程中所用模具的型面进 行反复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，如图1 8 所示，但是这样 7 复合材料结构同化变形分析及其控制 会消耗掉大量的时间、材料，尤其是机翼整体壁板这种大型的结构如果采用传统的方法减少固 化变形将浪费更多的时间和材料。变形问题的低成本解决途径的关键在于建立一套完整的变形 分析和预测方法代替反复试验。通过有限元软件对固化过程进行数值仿真预测i 古 化变形，进一 步通过结构优化设计，通过优化设计来控制固化变形，反复计算一优化使最终形状满足设计要求， 从而能很好的节约时间和减少材料消耗。 图1 8 模具补偿方法 通过模具补偿虽然可以控制固化变形，但这种方法成本仍然高，尤其是对于复杂的结构， 模具的修正加工需要大量的时间和精力，而且也没有从根本上控制固化变形产生。随着优化技 术的发展，人们开始通过优化设计来控制固化变形的产生。一种是从工艺的角度出发，通过优 化固化温度、固化时间、固化压力、降温速率等工艺参数来减少固化变形，w h i t ea n dh a h n 【1 0 l 和李副1 2 1 等研究了通过改变工艺条件来减少固化变形，然而这种方法不但对固化设备提出了很 高要求，而且只是从工艺的角度来减少固化变形；另一种是从结构设计的角度出发，通过适当 的尺寸设计可以控制固化变形的大小，d o n gc h e n s o n g l l 2 在这方面做了研究，但是对于某些尺 寸设计裕度很小的结构，这样控制固化变形的效果不明显。 对于对称铺层的复合材料层合平板，由于面内应力在厚度方向得以平衡，若工艺参数合理， 将不产生翘曲变形。但对于对称铺层的曲面结构，由于其结构径向受力以树脂为主，周向受力 以纤维结构为主，并且由于树脂和纤维的热膨胀系数差异巨大，即使采用对称铺层也不可避免 的会产生固化回弹变形。n e l s o n 【1 3 1 进一步研究表明层间热膨胀系数的差异是引起层合结构固化 变形的主要原因，因此可以通过改变对称铺层曲面结构的铺层顺序来调整层间热膨胀系数的差 异，以达到控制l 司化变形的目的。 1 5 本文的研究工作 1 5 1 本文研究的主要内容 针对现代航空复合材料结构在成型过程中不可避免的会产生固化变形的现象，本文提出了 一套适应于航空薄壁结构同化变形分析及控制的方法。 8 南京航空航天大学硕士学位论文 第一，提出了基于平面应变理论的等效平面应变模型，用于计算典型航空结构热压成型过 程中由热效应引起的固化变形。 第二，基于复合材料固化变形的铺层顺序优化。在复合材料层合板理论的基础上，首先构 造铺层顺序代理模型，并在代理模型基础上通过数值实验建立铺层顺序参数和响应量之问的响 应面，进一步构造优化模型得到最优铺层顺序参数，最后通过基于遗传算法的铺层顺序参数反 向设计确定最佳铺层顺序。 第三，针对共固化整体成型机翼壁板，提出了一种控制加筋板结构固化变形的新方法。 1 5 2 本文研究的创新内容 本文以典型的航空复合材料薄壁结构为对象，结合复合材料固化变形理论、结构有限元分 析方法和正交各向异性材料平面应变理论提出了一种用于复合材料固化变形分析的等效平面应 变模型；基于复合材料层合板理论、响应面法和遗传算法建立了一套用于复合材料铺层顺序优 化的高效方法；结合现代飞机结构中机翼整体壁板的固化变形特征，提出了一种用于控制加筋 板固化变形的新方法。本文研究的主要贡献包括如下内容： ( 1 ) 提出了用于固化变形分析的等效平面应变模型。 根据固化过程中复合材料的受力特征，采用体元建模计算周化变形是最理想的，但是体元 模型计算量非常大：而对于具有平面应变效应的复合材料结构，采用平面应变模型计算虽然可 以减小计算量，但是涉及三维材料参数到二维参数的复杂转换。本文综合上述两点提出了用于 固化变形分析的等效平面应变模型。 ( 2 ) 提出了基于复合材料固化变形的铺层顺序优化。 通过模具补偿可以减少固化变形，然而这种方法不但成本高，而且没有从根本上控制固化 变形产生；通过优化固化温度、固化时间、固化压力、降温速率等工艺参数来减少固化变形， 然而不但对同化设备提出了很高要求，而且只是从工艺的角度来减少同化变形；通过适当的尺 寸设计可以控制同化变形的大小，但是对于某些尺寸设计裕度很小的结构，这样控制同化变形 的效果不明显。本文证实了通过铺层顺序优化同样可以改变同化变形的大小。 ( 3 ) 建立了一套用于复合材料铺层顺序优化的高效方法。 不同角度的铺层顺序是离散变量，用传统的数学规划方法优化铺层顺序比较困难，理论上 求解这种铺层顺序组合的优化方法是基于离散变量的组合优化方法。虽然遗传算法理论上可以 解决铺层顺序的组合优化问题，但是如果直接以铺层顺序作为设计变量进行优化设计，巨大的 组合计算次数将引起难以承受的计算工作量。本文提出了通过响应面模型近似和代理模型过渡 的铺层顺序优化方法可以显著提高优化效率。 ( 4 ) 提出了一种用于控制加筋板同化变形的新方法。 采用对称铺层在加筋板的同化变形控制中效果不明显，结合对称铺层曲面结构同化变形特 9 复合材料结构固化变形分析及其控制 征和非对称铺层层合板固化变形特征，本文提出了筋条对称铺层，蒙皮非对称铺层的加筋板固 化变形控制方法。 l o 南京航空航天大学硕士学位论文 第二章基于等效平面应变模型的固化变形计算 2 1 复合材料结构固化变形 2 1 1 固化变形产生的原因 复合材料结构在经历高温固化成型及冷却过程后，由于材料的热胀冷缩效应，基体树脂的化 学反应收缩效应，以及复合材料与成型所用模具材料在热膨胀系数上的显著差异，其在室温下的 自由形状与预期的理想形状之间会产生一定程度的不一致，通常将这种不一致状态称为构件的 固化变形。对固化变形问题的分类可依据不同的共性特征进行。从变形原因的角度出发，可将固 化变形分为以下三类： ( 1 ) 热变形，是指材料的热胀冷缩效应引起的热变形： ( 2 ) 化学收缩变形，指基体树脂化学反应收缩引起的变形： ( 3 ) 由模具导致的变形，指复合材料与成型所用模具材料在热膨胀系数上的显著差异引起 的变形； 对于典型复合材料结构，各类变形所占比例如图2 1 所示。 图2 1 固化变形产生的原因 从l 司化过程及i 司化变形产生的原因可以看出，化学收缩变形主要发生在玻璃化转变温度以 前，复合材料残余应力和同弹变形产生的一个重要因素就是从同化温度降至室温过程中的热收 缩。在达到玻璃化转变温度前既没有热应力也没有化学收缩应力，残余应力和同化变形的产生 通常发生在从玻璃化转变温度降至室温的过程中。因此本文只是考虑了由同化温度降至室温过 程中的热收缩引起的同化变形，没有考虑化学收缩效应和模具的影响。 l l 复合材料结构固化变形分析及其控制 2 1 2 对称铺层曲面复合材料结构的固化变形 对于对称铺层的复合材料层合平板，由于面内应力在厚度方向得以平衡，将不产生翘曲变 形。但是对于如图2 2 ( a ) 所示的曲面结构，如果采用各向同性材料，在相同的温度载荷下， 径向应变和周向应变岛一样，不会产生回弹变形( 即办= 唬) ，如图2 2 ( b ) 所示；若采 用复合材料，由于径向热膨胀系数远大于周向热膨胀系数，在相同的温度载荷下，径向应变 远大于周向应变，根据变形协调条件，即使采