无人机机翼热固化变型补偿方法的研究

张德生，林 明，徐英杰

(1.黑龙江工程学院 汽车与交通工程学院，黑龙江 哈尔滨 150050;2.哈尔滨新科锐工艺装备制造有限公司，黑龙江 哈尔滨 150060)

无人机机翼热固化变型补偿方法的研究

张德生1，林 明2，徐英杰2

(1.黑龙江工程学院 汽车与交通工程学院，黑龙江 哈尔滨 150050;2.哈尔滨新科锐工艺装备制造有限公司，黑龙江 哈尔滨 150060)

在复合材料无人机机翼研发制造中，为了减少复合材料制件整体热固化成型变形、高成本、研发周期长对整机的影响，设计了一套变形补偿控制方法，主要采用不同曲率试片试制获取变形数据，通过修正的截面曲线建立补偿曲面作为制造机翼模具型面的数模，并通过制造试件验证了补偿方法的可行性，对类似问题的解决提供了参考。

复合材料；热固化成形；变形；补偿；研究

复合材料比强度高、比刚度高、比模量大、耐久性好、可设计性强和易于整体成形等特点，而倍受飞机结构设计师青睐，复合材料在航空产品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。复合材料可制作形状较复杂的整体构件，构件数量少，刚性高，可靠性好。而无人机机翼采用复合材料制造比金属件质量轻20%～30%，减重效果显著，减重可有效增加无人机的续航里程。然而复合材料无人机机翼这种薄壁件在整体热压固化成型过程中，由于材料的热胀冷缩特性和化学收缩等原因导致复合材料无人机机翼会发生固化变形，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，复合材料无人机机翼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 复合材料整体固化成形传统工艺方法和存在问题

1.1 制造复合材料无人机机翼整体固化成形传统工艺方法

制造无人机机翼整体固化成形的传统工艺方法主要有以下3种：

1)经设计、生产样件、样件实际测试、修正不足等，然后再据修正不足再制样件、再测量等反复这个过程，直至达到设计要求，这样变形解决较好，但调试过程时间较长，造成研发周期较长，浪费大也致成本高。

2)单纯采用有限分析软件分析计算量往往很大，预测结果与实际制件变形还有偏差，工程应用效果不佳，也造成研发周期较长，成本较高。

3)采用三维模型和模具补偿可以减少固化变形，但由于模具材料与复合材料制件的热膨胀系数不同，这种方法成本更高，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；而且制造复合材料机翼零件的热固形工装厚度大，其热容量较大而引起制件变形，并且热固形模具工装焊接连接问题，型模焊后变形引起的数控加工后形模体厚度不均匀问题，也同样造成研发周期较长、成本较高。

1.2 传统工艺方法制造复合材料无人机机翼的存在问题

无人机机翼属于薄壁单件生产类型，不能形成一定批次数量，造成无法通过批量生产获得对复合材料成型影响的变形规律，因此，变形对制件精度的影响并未得到很好解决，影响了复合材料制件精度，甚至影响其使用，主要有以下3个方面缺点：

1)热固化变形。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，其制件在室温下的自由形状精度与设计要求的理想之间会产生一定程度的偏差，导致制件成形不精准。复合材料制件变形因素较多，仅从固化变形原因的角度分析，主要有3点:①热变形是指材料的热胀冷缩效应引起的热变形，残余应力和固化变形的产生通常发生在从玻璃化转变温度降至室温的热收缩过程中，一般约占固化变形原因的55%。②化学收缩变形是指基体树脂化学反应收缩引起的变形，主要发生在玻璃化转变温度以前，一般约占固化变形原因的35%。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，一般约占固化变形原因的10%。

2)模具成本高。在设计制造模具时，大多采用金属材料整体加工制造，材料成本及加工费用较高，周期长。复合材料模具工装制造的主要材料是Q235A、Invar等金属材料，Q235A具有厚度规格齐全、成本低廉、供应充足等优点，但其热膨胀系数与制件相差较大，因此不适合制造无人机机翼精密复合材料制件；而热膨胀系数与制件接近的模具材料Invar成本过高，且厚度规格有限，通过切削加工制造模具型面存在较大困难。

3)研发周期长。为了控制固化变形，传统的方法是在反复试验(经设计、生产样件、样件实际测试)的基础上对固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不足等，以控制变形程度或抵消变形的影响，但是这样会消耗掉大量的时间、材料，以致调试过程时间较长，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。

目前，复合材料制件的制造一般不单独采用一种方法，而是采用2种或以上综合方法来制造产品，尽管精度有所提高，但还不能很好解决复合材料制件变形、成本高和研发周期长等问题，因此，在保证制件精度要求的前提下，如何更科学有效地减少变形、降低成本，是复合材料模具设计和制造过程中亟待解决的难题。

2 无人机机翼整体固化成形的补偿方法分析

以无人机机翼零件数据模型的型面为原始数据，根据复合材料制件的数据模型几何特征制作试片，通过试片试验得到变形修正数据，并综合考虑成型过程其它影响因素，对零件数据模型的型面进行修正计算，补偿成型后所造成的误差，用修正的结果数据重新构建型面，用以制造模具成型面，再制造复合材料产品，达到减小误差，实现精准成型的目的。该方法包括如下步骤：

1)不同曲率试片的制备。设计一种框架式专用模具，并且该专用模具的型面是带有一定范围曲率的曲面，能满足无人机机翼的型面常用曲率的曲面，根据复合材料制件的不同型面的结构、特点和零件数模型面的原始数据在专用模具上选择合适的区域制造试片，试片的铺层角度、层数、固化工艺等均与需要制造的复合材料制件相同，并且按制件设计技术要求在热压罐机和专用模具上试制试片，以保证试片与复合材料制件的相似性，在专用模具制备试片示意图(见图1)，试片的曲率半径、位置和数量选择要合理，尽量选择能反映出复合材料机翼变型特点的关键位置，如易变形、变形量大、凸凹形状和关键受力等位置。

图1 不同曲率试片的制备

2)试片变形量补偿数据的获取。通过多组不同位置试片制造完成后进行试片测量，进行测量结果和专用模具型面的原始数据进行对比分析，获取试片变形前后曲率半径的关系、型面角关系、伸缩率等参数，建立试片变形量补偿数据库。

3)复合材料机翼制件的型面几何特征的提取。在复合材料机翼制件选取试片的位置进行该零件数模型面的原始数据提取，提取至少3个主要内容：零件成型原始数模表面F、修正计算横向基准线B及基准点P等(见图2)。

图2 型面几何特征的提取

4)修正前的原始截面曲线处理和修正后新截面曲线计算。根据步骤3)处理修正前的原始数模的截面曲线和根据步骤2)得到修正数据进行的复合材料机翼零件型面的新截面曲线修正计算处理，其中主要修正计算具体内容和步骤如下：

①根据步骤2)提取的修正前的原始几何特征，在基准线B上以点P为起点按间距或比率取点，取点间隔或比率个数为i，i=1，2,…,n，其中B的端点为必选点，n为取点的最大个数，n选取越大，说明取点个数i越多，精度越高(见图3)。

②提取修正前的原始数模的截面曲线，在所生成的点处做B的法平面，并求取法平面与成型表面F的交线，步骤①的每一个选取点i都得到一条截面曲线，这样可得到一组截面线分别为L1,L2,…,Ln，其中n为截面曲线个数(见图4)。

③修正前的原始截面曲线分段处理。对步骤②所得的每一条原始截面曲线进行分段处理，选取的分段点Pt，其中分段点个数t=1,2,…,m，其中m是分段点的个数，分段点Pt选取原则是一条原始截面曲线的每一段曲线的曲率半径差小于数模中该条截面曲线的理论值，起始段点Pt的选取位置依据零件的数模是否对称而定，当零件数模为对称结构时，以截面曲线中点为基准向两端进行分段，否则以其中一个端点为基准向另一端进行分段(见图5)。

④根据试片试验数据结果进行分析计算，并计算出每一条原始截面曲线的各段曲线的曲率半径变化量(见图6)，根据热膨胀公式计算长度尺寸变化量为

ΔL=α(t1-t2)L.

式中：ΔL为所截取的曲线段长度变化量；α为复合材料线性膨胀系数；L为所截取的曲线段长度；t1，t2分别为复合材料加热前初始和加热后终止温度。

图3 取点间隔

图4 截面曲线

⑤由每一条原始截面曲线的各段曲线的半径变化量、长度变化量及几何位置关系计算重复按步骤①～④得到所有修正后的截面曲线位置与形状。

5)绘制补偿后的模具型面。根据步骤⑤得到修正后的截面曲线用三维CATIA软件自动生成新补偿后的成型表面作为工艺数模，并以该补偿后的工艺数模作为制造复合材料机翼的模具型面的数据模型。

图5 截面曲线的分段处理

图6 曲率半径变化量

6)进行试制。按以上变形补偿方法首先进行了2件复合材料无人机机翼产品的试制，发现新产品精度比传统工艺提高25%～30%，变形误差明显减少，超差尺寸的数量明显减少和超差值相对减少，同时工装模具成本也下降较大。然后，又进行3～5件小批量试生产，经测量各向精度基本满足设计要求，并且发现精度一致性也较好，达到符合设计要求的精准成型制造，并为一定批量生产作好基础准备。

3 结 论

针对复合材料无人机机翼整体热固化成型的变形分析，提出了一套适合整体固化成形的变形补偿控制方法。主要采用在热压罐和专用模具上试制试片，试片变形能反映出受热变形和模具变形对机翼制件变形影响的一致性，并经试件的试制和小批生产验证了该方法有一定可行性，可有效减少无人机机翼的变形，降低成本，缩短研发周期，实现精准成型。但复合材料机翼类制件形状复杂，还需后续在试片和模具的变形上进行大量研究和实验工作。

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[责任编辑：刘文霞]

Research on thermal moulding deformation compensation methods for wing of pilotless aircraft

ZHANG Desheng1,LIN Ming2，XU Yingjie2

(1.College of Automobile and Traffic Engineering, Heilongjiang Institute of Technology,Harbin 150050,China;2.Harbin New-Create Processing Equipment Manufacturing Co.,Ltd.,Harbin 150060,China)

In order to reduce the overall influences of the autoclave-process cured deformation on the development and manufacture of composite materials pilotless aircraft wing,the high cost problems and the long development cycle, this paper expounds the methods of traditional processing, analyzes the existing problems and designs a set of useful thermal moulding deformation compensation methods,which obtain deformation data by trial production of various curvature test piece and establish the compensation process surface by modified section curve.The data models of manufacturing wing die surface are used to test the feasibility of deformation compensation, which can provide a reference for similar problems.

composite material; thermal moulding; deformation; compensation；research

10.19352/j.cnki.issn1671-4679.2017.03.012

2016-11-20

哈尔滨市科学技术局科技攻关计划项目(2016AB7AG011)

张德生(1971-),男,教授, 硕士研究生,研究方向: 复合材料制件加工工艺.

V261

A

1671-4679(2017)03-0044-04