航空制造中的夹层结构

曾　达

近几年来，由于高空高速性能的飞行器(超音速飞机、火箭或导弹等)的出现，曾给气动力和结构方面带来不少的问题。在解决这些问题时，设计师们想出了很多的办法。在结构方面来讲，出现了一些新颖的结构，如蜂窝夹层结构、整体结构等。事实上，高性能飞行器之所以能飞行，成功的减轻了结构的重量是其主要原因之一。减轻一公斤结构的重量就减轻了几公斤飞行重量，因为另外还减去了将这一公斤重量载运很远距离所需的燃料重量。因此，近几年来在航空制造业中，各国对于制造不受力的零件和用于三层蒙皮的夹层广泛采用合成的、特别是可塑材料。

从气动性能、强度、重量和刚度的要求来看，夹层结构远胜过其它类型的结构，因此这种结构在航空及火箭技术上得到日益广泛的应用。

三层蒙皮或夹层蒙皮的构造，是由两层较坚固的材料的薄板(支持层)固定在较厚(约2厘米)而轻的夹层(填料)的两面而组成(如图1)。支持层现在一般采用铝合金、耐热钢、高强度塑料及钛合金等钣料。夹层则用松孔塑料(图1a)、铝(铝箔蜂窝(图16)及铝波纹板)、纸及石棉等。

图1层状壁板的结构

夹层结构应用很广，可用来制造机翼、尾翼、机身、导弹外壳及弹头、减速板、发动机短舱、隔音装置、防火隔板等等。

假若所有的蒙皮全是用三层结构作的，在合理的设计下，构造的重量可以减少10－20%或更多。同样，飞行器的总重量也就减少。从这里可以看出，采用三层结构，是减少飞行器重量的有效方法。

为了更清楚的介绍夹层蒙皮的优越性，我们可以看看在飞行下机翼受到哪些力的作用及其工作情况。在高速飞行时，机翼的上表面和下表面作用着相当大的吸力(有时每平方米达6吨或更多)，在这种力的作用下，促使蒙皮与骨架分离，因此蒙皮与翼肋和桁条之间产生翘曲，使机翼像“桁缝的被子”一样打皱(如图2)。翼形这种畸变，使得迎面阻力显著增加，同时，飞行器的稳定性和操纵性也受到影响，使得工作不可靠。这种畸变在飞行器的其它部分也会发生。

图2吸力对层状结构机翼的作用

为了避免飞行时构件断面形状的畸变，可采用增加蒙皮厚度(5毫米或更多)的方法，但是，即使这样，机翼断面的形状也不能保持不变。

除了吸力外，机翼上还作用着升力，升力使机翼发生弯曲，于是在机翼壁板的上面产生压应力，而在下面产生拉应力。当应力达到材料的强度极限时，下壁板破坏；而上壁板在受到比强度极限还小的应力时就已经破坏了，因为当达到临界应力时，上(受压)壁板就失去了稳定性(臌起来)，这样使它破坏。由于现代机翼的临界应力比强度极限低30－40%，所以设计师们就不得不增加横断面尺寸，于是上壁板较下壁板重30－40%，这就使得整个结构的重量增加。

若用夹层蒙皮，上述问题均可得到改善。

由于夹层蒙皮的横向刚性很高，因此在吸力的作用下，蒙皮与翼肋之间的翘曲减少，而且能较好的保证飞行时的横断面不变，这就使得飞行器不致受较大的迎面阻力。这点对超音速飞行器来说，更显得特别重要。

夹层蒙皮的厚度大，除得到较高的刚性外，临界应力仅比强度极限减少10－20%(单层蒙皮减少30－40%)，所以使得结构的重量减少10－20%。

有铆钉的飞行器使空气性能变坏，因为在铆装时，有的埋头铆钉凸出在蒙皮的表面外(这是公差范围所允许的)，有的则陷到里面，使得阻力加大。而夹层结构不需要铆钉，表面非常光滑，因而具有良好的空气动力外形，显然无上述缺陷。

夹层可用高强度胶、熔焊及焊接与支持层(板材)联结。最好全部用胶结，因为这种方法不至降低材料的强度和塑性，其他两种方法不可避免会使材料的强度和塑性有所降低。拿胶结和铆接比较，如胶结夹层结构的方向舵比同样重的普通铆接结构的方向舵的强度高20%，而刚度大50%。

在没有专门隔热设备的飞行器中，当高速飞行时，由于空气动力热加热燃料，可使部分燃料汽化。若用夹层结构，就能保证机翼或机身内的燃料具有良好的隔热。因为夹层结构有较大的厚度和较小的密度，而且其导热性又很差。夹层还能大大地减少高速飞行时气密舱中的空气加热，而且能保证有良好的隔音。但是蒙皮的外支持层受热比内支持层受热大，因而外表面较内表面膨胀大，这样，就产生了热应力，使外支持层受压力，而内支持层受拉力，这就要影响蒙皮的强度。但如果设计得合理的话，蒙皮的强度减少不多。

制造夹层结构，不需要重型机械工具，如冲压机，特种铣床等。这就使生产简化而且降低了成本。但在机械加工蜂窝夹层壁板时，会使壁板压皱，所以加工时，要在蜂窝格子中加稳定剂，如水、肥皂、树脂、糖及能冻结的冷却液等。

三层蒙皮的机翼结构是由下列各部分组成的，即：承受空气载荷所产生的弯曲力矩和扭转力矩的蒙皮；承受横向力的梁(应该说是壁板)和支撑蒙皮的翼肋。图3所示为没有桁条的填料机翼结构。

图3填料机翼结构

对于机身来说，采用三层蒙皮特别有利(图4)，此时除了能较好的使燃料隔热之外，还会减少更多的重量(与机翼比较)。原因是因为机身的直径大大地超过了机翼的厚度，作用在飞行器水平尾翼上的力产生了弯曲力矩，而机身承受这力矩的支持力臂要比机翼大得多，所以在机身的上表面蒙皮和下表面蒙皮产生的拉力和压力较小，因此，蒙皮可以作得很薄。但是，薄蒙皮在不大的应力下就易失去稳定性。从稳定性上来讲，又需要增加蒙皮的厚度，于是机身重量又增加。

图4三层蒙皮的机身

夹层蒙皮的稳定性(临界应力)很高，可以采用厚度很小的支持层，使机身的重量大为减少。

到底用什么材料制造蜂窝壁板和支持层，就要看飞机结构的温度及作用在飞行器上各部分的载荷如何，温度和载荷又是由飞行速度和高度决定的。

在选用支持层材料时，以比较强度为准则，比较强度也就是材料的强度极限与比重的比例关系。当温度增加时，强度极限下降，但对于不同材料其下降不同，例如，温度增加时，夹玻璃布胶板和硬铝的强度下降得很快，钛合金较慢，而耐热合金更慢。对于机翼、尾翼和机身的支持层蒙皮来说，当温度为150－200℃时，采用夹玻璃布胶板和其它塑料以及硬铝有利；当温度在200°到400－480℃时，采用钛合金有利；在480°到800℃时，采用耐热合金有利。

对于仅承局部载荷的零件，当温度超过200℃时，最好用夹玻璃布胶板制成的有支持层的蒙皮，不需要用钛合金。属于这类零件的，有装起落架和炸弹的舱口的门，飞机天线的整流罩，地板，隔壁等。

蒙皮的厚度及夹层滑移的刚性愈大，则夹层蒙皮的临界应力愈大。所以采用什么样的夹层材料有利，取决于表示材料滑移刚度的滑移系数与比重的关系。另外还要考虑经济性、强度、绝缘等等因素。如用纸作夹层，则价廉，但绝缘、防火、强度都不好；若用塑料，能满足电子学和热绝缘的要求；若用铝，则防火安全和强度高。

蜂窝通常为正方形和六角形(图5所示)。蜂窝壁板的厚度及蜂窝格子的横向尺寸，就现有的结构来看，其范围很大。对于硬铝壁板厚为0.038－0.075毫米，横向尺寸为12.6－25.4毫米；对于钢壁板，相应的尺寸为0.025－0.25毫米和4.7－25.4毫米。

图5蜂窝

a.六角形6.正方形в.波纹形

当用铝合金和夹玻璃布胶板组成的三层结构时，蜂窝本身的聚合及其与支持层板的联结可用胶水胶结。胶结过程基本上是在胶结时把温度控制好，冷凝时把压力控制好。用来胶结金属的胶水要能承受300℃以上的温度。胶结处的质量由专用电子仪器来进行检验，电子仪器的真空端贴在壁板的表面上，假如支持层贴得不够好(在真空力的作用下，支持层从夹层上有某些脱离)，那么红灯亮了，绿灯熄灭。电子仪器能够发现面积极小的缺陷，而且能够在工作时检验胶结处的质量。

胶结虽然有很多的优点，如施工方便，提高疲劳强度，减少腐蚀等。但胶水的耐温有限，目前看来，胶结的壁板可应用于受热达130℃的飞机上，蒙皮温度超过130℃时，就要用其它夹层结构。

若采用钢制的三层结构，蜂窝通常由点焊条制成，而支持层则用焊或钎焊在夹层上。制造耐热合金的支持层和蜂窝夹层时，用银锡焊料钎焊，焊接的质量用X光检验。这类蒙皮可耐温达480℃。至于其它80%在较低的温度条件下工作的飞机蒙皮，其支持层是由铝合金制造的，它贴在由铝合金板或夹玻璃布胶板组成的蜂窝夹层上。

石棉蜂窝(用无机胶与石棉板胶结成的)能在40分钟内耐温达925℃，这种材料还在研究中，据估计，将来可能耐温达1200°C。另一耐高温的更新的材料是陶瓷蜂窝结构，耐温达1100℃左右。这一新材料还处于试验研究阶段。若用石棉蜂窝作导弹壳体与陶瓷作导弹头，这种配合能抵抗作用在导弹上的很高的大气温度。

若机翼(尾翼)的厚度很小，那么用三层蒙皮的好处不大。这时，最好整个机翼(尾翼)内腔中放置夹层(图6和图7)，这种机翼蒙皮的临界应力几乎与材料的强度极限没有区别。图6和图7所示的夹层结构，可用于舵面、副翼以及机翼、垂直安定面、水平安定面和小尺寸飞行器的螺旋桨桨叶。

图6夹层构造

图7夹层结构尾舵的后部

表面温度超过200℃的飞行器，应用金属蜂窝夹层的三层结构有利。但可以预料，金属夹层在不久的将来，会为轻而耐热以及具有足够强度的塑料所代替。

从上面有限的介绍看来，夹层结构在近代飞行器上起着巨大的作用。