1 引言
    复合材料具有高比强度、比刚度、优异的可设计性和抗疲劳性等优良的综合性能，广泛应用于航天航空结构设计中。复合材料用量的多少已成为衡量航空航天结构设计先进性的重要标志：如EF2000、JAS39、F-22等机复合材料用量都超过了25%，NH90战术运输机结构复合材料用量已达95%。而在直升机上复合材料用量更大，有的机种已达50%以上。国外已有多种复合材料结构的直升机。在国内，新军机也已开始大量应用复合材料，主要用于机翼、鸭翼、座舱、油箱、尾梁、平尾、垂尾（斜梁）及整流罩等。
    相对金属结构，复合材料制造及装配的突出优点是：复合材料加工方法多采用整体共固化和共胶接工艺，从而减少了后续的加工、装配工序，避免了其它工艺带来的缺陷，提高了整体结构的综合性能，如很多直升机采用了机翼和机身一体化融合技术，该技术优化了结构外形，大幅度减少了铆接、螺接工艺及由此带来的应力集中等装配缺陷，从而提高了飞机的疲劳寿命和飞行品质。尽管如此，考虑到设计、工艺、维修、运输等方面的需要，复合材料结构设计还是保留着大量的设计分离面和工艺分离面，这些分离面需要在装配阶段与其它结构进行对接。
    直升机整个尾段都采用了复合材料结构。本文就直升机复合材料的装配工艺进行了系统研究，对复合材料件在装配中遇到的一些工艺难题给出了可行的解决方法，为今后大型复杂复合材料结构装配积累了数据。
2 关键装配特征分析及工装设计安排
    尾段主要由尾梁、上垂尾、下垂尾、平尾和整流罩组成（如图1）。整流罩可下型架装配，无需型架阶段考虑。平尾为左右对称的独立结构，也可在下型架后装配。但平尾是通过接口D与上垂尾连接，接口的位置直接影响到平尾相对整机的正确定位。因此，D点位置是装配重点要素。尾梁为蜂窝夹层结构，它通过A框与中机身进行螺接，载荷通过A框传递到尾梁再进行分散传递，因此A框的位置及平面度需重点保证。上垂尾与尾梁通过铆接和螺接进行组装。该上垂尾为双曲面结构，且曲率变化比较大。通过相关的厚度试验件和整体结构件分析，其套合部位结构的整体厚度尺寸分散较大，该部位装配工艺可重复性差。F处接头和E处平台为操纵系统的固定点，操纵系统有严格的安装要求，影响其安装一关键要素为F接头和E平台的位置度及平面度。B点和C点为起落架尾撑的安装接口，其上下位置直接影响到F接头E平台的平面度及上垂尾能否与尾梁进行无应力装配。

         
    由以上分析,把A、B、C、D、E、F处确定为关键装配特征点。A处由一带多个配钻孔的钻模板精确控制尾梁X方向位置。为保证整个尾段在允许公差范围与中机身对接,直径约2m的钻模板加工公差严格控制在0.02mm之内。尾梁中部设一卡板2,通过卡板外形及尾梁下线仰角的作用进一步限制尾梁的窜动。尾梁平台前部设卡板3和卡板4，这两个卡板精确控制尾梁Z方向的运动，其中卡板4同时又为接头F的定位工装。为保证F接头的正确确定位，卡板3和4为固定不可调动工装。平尾接口D的X方向坐标位置由型架保证，Y方向由定位销保证。为了保证尾梁与上垂尾正确套合，D接口留有一个Z方向自由度，可通过是否加垫片进行调整。卡板5限制上垂尾以D处为支点的转动,卡板4保证平台的正确定位。B处和C处为尾梁和上垂尾的过度部分,整个尾段的装配配合基本由这两个支点进行调整。把B处和C处设置为螺旋的可调结构,通过螺旋结构的精确可调性保证F接头及E平台的平面角度要求。 [-page-]
3 预装配及工艺改进
    经预装，发现上垂尾与尾梁及平台与上垂尾装配时外形卡板关不上或带应力关闭卡板无法保证F接头和E平台的角度要求，装配配合面存在局部应力点或应力面。主要原因是：配合面曲率变化比较大，零件成型时该处树脂流动性差，因此该处厚度一般偏厚。在保证强度及刚度的前提下，把配合处两层碳布改为玻璃布，根据现场具体装配情况允许对玻璃布进行打磨处理以保证装配协调要求。
    上垂尾与尾梁贴合处阶差比较大,其左件A及右件B为重要承力结构(其外形为面板外形)。为解决该问题，缩小了零件外形容差。
    采取上述措施后，各卡板基本能保证相应结构无应力装配。经激光定位仪确认各关键特征点定位准确。几架机总装结果显示该装配设计及改进工艺合理。
4 复合材料装配加工工艺及连接工艺
    复合材料加工工艺主要为胶接，但仍需铆接和螺接等装配工艺。因此需制孔、锪窝、切割等工艺加工。
4.1 制孔
    文献[1]显示紧固件沿外载荷作用方向倾斜度大于2°时，疲劳寿命会降低约47%；倾斜度大于5°时，疲劳寿命会降低约95%。因此制孔的垂直度应严格控制在2°以内。波音等公司主承力关键件制孔都由机器自动完成以保证制孔垂直度要求。我国现阶段复合材料制孔仍由手工完成。
    直升机复合材料主要为碳纤维复合材料。碳纤维硬度较大，具有较高的耐磨性。因此所选择的刀具必须具有较好的硬度和耐磨性。高速旋转的刀具与纤维接触时产生了大量的热，刀具材料必须有良好的耐热性。因此选用了钨质硬质合金钻头。
    复合材料结构需制孔部位多为层压板结构，厚度从1mm-4mm不等。试验发现制孔导致缺陷主要为分层，入口和出口处分层为严重。通过控制刀速和进给量可以有效抑制分层，且须在钻孔出口面垫上或顶上硬质塑料。对于厚层压板,刀速若过大,制孔附近出现局部烧蚀现象。主要原因为钻速过大,温度大幅升高,在一个狭窄封闭的区域内,热量无法及时散发,超过了基体烧蚀点。试验验证,4mm以下的层压板转速控制在1500~1700r/min,加工情况良好。
4.2 锪窝
    整流罩为芳纶材料结构,连接时为了外形美观采用了钛质沉头抽钉，芳纶纤维韧性大，与树脂粘接能力低，锪窝困难。在无特制锪窝刀具的情况下，钻头旋转后放于锪窝表面，能迅速的切断纤维并防止纤维劈裂。建议芳纶结构材料连接时尽量避免锪窝工艺。
4.3 切割
    复合材料结构切割时易产生毛边、分层、开裂缺陷。起割和停割处容易出现上述缺陷。为此选用了金刚石砂轮片切割。切割时用力要均匀，进刀平稳。
4.4 螺接和铆接工艺及相关技术
    在飞机各种故障中，机体损伤的故障数量已占总故障数量的30%。因此,飞机的总寿命主要决定于飞机机体寿命。疲劳破坏是飞机机体丧失工作能力的根本原因，其中75%~80%的疲劳破坏发生在机体结构的连接部位^[2]。所以研究螺接和铆接工艺对提高飞机的疲劳寿命非常重要。
    通过大量的试验发现复合材料与金属材料连接时，其连接部位纤维取向决定了结构的破坏形式及结构的疲劳寿命^[2]。复合材料的破坏往往表现为拉脱和挤压等混合破坏，通过合理安排各方向纤维含量可以设计出所需的破坏方式。此外螺栓或抽钉等紧固件种类的选择、布置方式及装配质量对结构的疲劳寿命也有重要影响。为了防止电位腐蚀，复合材料的紧固件材质应优选钛质金属。
    复合材料连接多为间隙配合，在配合接头孔周存在较高的应力集中，使得载荷分配很不均匀。此外，间隙配合易使钉杆和钉孔相互撞击而导致被连接件破坏。为了克服该种连接方式的缺陷，可以考虑使用干涉连接技术。孔壁干涉的产生，会在孔壁处产生脱胶式毛刷分层，软化孔壁，降低孔壁的应力集中。此外，装配时在孔内注入胶液，可有效堵塞孔隙，防止纤维疏松引起的层间分层。
    由于复合材料的抗冲击性能差，一般在复合材料连接孔表面加一垫片以减小铆接时局部冲击力。铆接时宜压铆而不宜冲铆，且应选用小功率铆枪。在较封闭环境下，背面加垫片若不易操作，应选用能自动形成墩头的铆钉，如CR7774S系列的铆钉；或者零件成型时，在需加铆钉处粘一薄金属片―这一方法一般用在需加成排铆钉处。
    若要采用多排的连接方式,一般采用并排连接,尽量避免交错排列连接。以防止钉孔太密,切断纤维太多,影响承载能力。
5 结语
    (1)复合材料结构由于零件成型特点，其装配技术有别于金属结构。对于复杂复合材料结构装配，应分析其关键装配特征，合理地进行工装设计。
    (2)复合材料结构设计阶段应尽量避免金属与复合材料套合结构。
    (3)复合材料结构制孔、锪窝、切割加工工艺及紧固件连接工艺影响整个结构疲劳寿命，应系统开发复合材料加工设备及多功能紧固件。
      参考文献
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[5] 张万君,刘永琪,钱秀松.碳纤维复合材料的孔加工[J].纤维复合材料,2005,22(3):50-53．
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