热塑性复合材料翼肋基于有限元分析的设计和制造.docx

- 10 -49th AIAA/A SME/ASCE/AHS/ASC 构造, 构造动力学, 和材料协会<br> 16t 7-10 四月 2023, Schaumburg, ILAIAA 2023-2250热塑性复合材料翼肋基于有限元分析的设计和制造G.F. Nino*, H.E.N. Bersee, and A. Beukers§复合材料构造的设计和生产航，空航天工程，代尔夫特科技大学，Kluyverweg3，代尔夫特，2629HS，荷兰在航天系统中，复合构造都是以高性能构造为特色，但是缺点是本钱过高。热塑性复合材料在削减热成型的花费方面显示出了巨大潜力。然而，高百分比的材料间隙使得其目前还不能真正的用于生产，使这方面成为一个空缺。在这篇文章中，我们将提出一个有关副翼翼肋的塑性成形方案。这个方案应用有限元工具进展虚拟成型，在制造业和间隙最优化中将削减复合材料设计和制造的限制。因此，本文所提出的方案在研发和生产TPC 构造中，将是一种缩短开发周期，降低废品率和本钱的一种有效方案。I. 简介实际上，大多数碳纤维复合材料CFRP的应用都是基于热固性树脂系统， 而这个系统在制造过程中有着耗时长期，花费昂贵的缺点。在高的原料本钱的 背景下，碳纤维复合材料构造相比廉价的金属构造并没有优势。然而，在聚合 物加强构造中，存在一种热塑性复合材料TPC。这种 TPC 构造在热成型过程削减费用方面有着巨大潜力。TPC 成型来自钣金成型。然而，它的物理变形不同于钣金。最重要的是织物成型构造是层间的切变和层间的滑动。可行的制 造技术比较少，比方压模成型，液压成型，与之协作的金属模锻，树脂垫成型， 树脂成型。在这个工程中，利用橡胶成型是由于这种方法可以进展制造简单的 外形，同时在合并时能够保持液体静压力。此外，它削减了模具制造本钱和 5 到 10 分钟的循环时间。热塑性复合材料制品可以被纳入一个整体构造，以消退很多机械限制，并且在高空设备和飞行把握方面提高了构造特性参考 3-4(见图 1)。改进紧固件的焊接工艺，如诱导或阻力焊接，可以显著降低承受材料进展制造的本钱， 构造数量和重量。然而，翼肋在飞行把握方面的设计和制造是格外重要的，而且简单的热成型过程要依靠技术。在公开的文献中，目前对复合材料翼肋的概念很少被提到，但是最重要的概念在表 1 中指出。然而，它们理论外形和尺寸局限于一种小弯曲半径翼肋，这种翼肋用于在机翼中支持外表、大尺寸翼肋界面。在之后的方案中，通常是丝束布局，真空灌注或是 RTM 技术这些常见的制造方法。然而，中/大尺寸以及弯曲热成型翼肋的制造至今仍是一个问题。在本文中，选取一种 TPC 构造翼肋，这种翼肋是区域性喷气飞机的双开槽福勒式机翼的后缘，如图 2 所示。可以看到副翼在局部产生高冲击的可能区域主要是石头和地面车辆和液压执行器。因此，6 层Cetex®编制碳纤维/聚苯硫醚PPS被选中是由于其特别的比强度和刚度性能，耐冲击，耐化学腐蚀， 而且亲和Skydrol®液压油。在这种状况下争辩，对翼肋来说最适宜的纤维取向是±45°。最典型的 TPC 构造在翼肋上的应用是为了呈现树脂成型过程在制造中是可行的。图 1.飞行把握面的翼盒装配概念机翼由翼肋形成网络与连续法兰、四个综合加强板、一个加强法兰的圆形开口组成。这个需要副翼机构的开口可以被扭力杆代替。那个长度是 640mm 的翼肋与其功能的描述如下。A. 法兰一般来说，法兰可以是连续的或是连续的。一个不连续的法兰可以提高制造的成功率。然而，一个连续的法兰可以提高生产利益。好玩的是，我们观看到得状况，电阻焊连续法兰可能是没有意义的。主要缘由是专业工具的使用为了能够到达加热元件的目的需要的电极安置在翼肋的法兰和蒙皮之间参考5。然而，使用其他融合技术，如感应焊接参考6技术，这些途径是不必要的。B. 加强筋在航空构造中，重量始终是最关键的问题。整体构造由于重量轻，强度高而格外有效。因此，它是在评估翼肋构造加强板制造中是很有意义的。C. 开口假设需要，可以在翼肋上增设构造减轻孔或开口以减轻构造重量，或者让燃料管线，把握部件或飞机其他系统组件经过。D. 法兰开口假设有些孔是指定的，法兰也可以增加翼肋的刚度同时又削减重量。翼肋类型表 1：文献中的复合材料翼肋材料注释前缘翼盒正弦波状腹板翼盒/前缘翼盒/前缘翼盒翼肋前缘翼盒翼盒C/Vinylester NCFC/Epoxy C/PEI C/PEEK-KEI C/PPS G/PPSC/PEIC/Epoxy升降舵，真空注入参考 7 TANGO 工程，RTM参考 8 手铺成型和 DF参考 9升降舵，热成型参考 10 方向舵，热成型参考 11空客J 型前脸，热成型参考 12,13副翼，模压成型参考 14,15AST 复合材料机翼工程NASA，胶型接头参考 16通常的信息都是以数量、大小、外形、加强筋和开口的位置来分析构造是否优化。然而，在此调查中，生产和构造分析的关系式不包括在内的。因此，加强板的拓扑构造只从制造角度看。后成型加工活动削减过多的间隙，和钻圆孔。图 2.局部喷射加热成型热塑性材料翼肋II. 热成型一个副翼缺口的形成验证是使用 400T 的橡胶进展挤压。首先，不锈钢金属松软，可以铣出翼肋模具的外形，包括五个横向加油孔用于加热。在以上过程中，模具温度保持在 180°C。然后，用硬硅橡胶协作模具，使用金属的蜡模复制方法。在这种状况下，将1.5mm 的蜡层置于模具模拟板，然后，橡胶的局部由局部铝补强材料铸造见图 3。无论对层压板，最好的碳纤维/聚苯硫醚空白的尺寸计算出一个机械切割机生产的 150mm 到 800mm。该层压略压紧，在短边的加热器和压力机之间用气动压边进展输送。复合材料用两个红外热板进展加热，知道温度到达 320°C， 之后成型，并对金属模具进展 6bar 的压力。制造成型摘要列于表 2。参数金属模温度 红外加热时间表 2.制造翼肋的树脂成型参数数值180最长 120 秒冲压机快速冲击速度冲压机慢速冲击速度冲压力气液压油压力作用在层压板上的压力冲压时间100的设定值2.5的设定值260 千牛66 巴4 兆帕30 秒III. 成型模拟程序工程师往往试图靠试验的方法或错误“优化”橡胶成型。有时进展工艺参数，掩盖层设计，橡胶的外形，局部几何平面的转变，直到得到令人满足的产品。这种方法在铺张材料方面和试验品试制的时间方面是代价是过高的，直接增加了 R&D 的花费。其次，没有最优化的方案以至于制造工程师的阅历问题才是问题的关键。因此，在这项调查中，由ESI 集团开发的基于有限元的PAM-FORM 2G 软件用来进展模拟加热成型过程。A. 工具图 3.热成型工具：金属凹模左和数值凸模右仿真过程是由金属凹模外表，包括3989 个结实并且坚硬的壳体元素。假设承受橡胶工具，冲床包含25935 个阴模的偏移 1.5mm 的六面体元素。对于这个节点联系的外表，在受到典型的速度为 5m/s 的冲压机的作用时，将表达刚性。在硅橡胶®M 室温硫化型硅橡胶上依照ASTM D412 和D575 标准进展拉伸和压缩试验，其活动如图4所示。为了橡胶的超弹性行为，我们应用一种Mooney-Rivlin 接近的方法。由于橡胶的成型过程被压缩限制， 一个将压缩变形提高 20%而且限制拉伸应变的方法进展起来。大家认为这种性能是可以被利用的，并且已经通过验证，如图 4 所示。图 4.硅橡胶在拉伸/压缩时的运动状况左和用 Pam Form 进展 FE 验证右B. 间隙最初的间隙是有 57354 钟复合材料壳体元素的 150mm×700mm 的矩形网格。这种复合材料的全部特征总结于表 3。干碳纤维的拉伸试验用于导出其依据ASTM 5035 在经纬方向上的刚度特点。使用框架测试参考18-19，对织物生成剪切数据。剪切角之后的趋于移出平面的纤维同样在试验中被记录下来。标准曲线表示剪切阻力与剪切角分为两局部，然后使三分之二剪切角曲线节点接近，如图 5 所示。该线的斜率交接点被定义为G，交接点的较高斜率局部被称为Glock 。 lock 是纤维锁定时的剪切角。图 5.碳 5H 纤维布。框架测试左和剪应力随剪切角的变化右参数密度E1E 2GlockG lock值903kg/m³ 6446MPa26093MPa0.025MPa26°0.19MPa表 3：碳纤维数据C. 验证为了在设计方案中使用生产仿真技术，结果的验证是格外重要的。实施了对翼肋的试生产运行，并且进展了准确地模拟过程见图.6。结果说明，纤维方向较好地全都，可以准确地指示出高剪切区和间隙引入的信息。留意，在这个实例中用 0/90 的纤维排布方向是为了让TPC 材料更高效。在层压板，冲压机和一些加强筋，剪切细节之间的相互作用都表现得格外好。成型简单的封闭轮廓可能导致产生橡胶，间隙和金属工具之间的高摩擦斑点。在间隙中的纤维在斑点处会拉紧，而橡胶模具将被间隙中的硬纤维所抑制。之后间隙中的材料被阻挡光滑地流到底部和角落的死腔。这个问题就是所谓的织物桥堵，这是个在翼肋试生产中常见的问题。这明显在翼肋几何外形的锋利半径上构成了矩阵渗流聚苯硫醚珠。图 6.仿真左和真实右翼肋的比照。箭头指出的是高剪切区美国航空航天协会IV. 间隙优化目前已经建立了一个加工仿真，它可以用来设计方案，重点是学习争辩。优化间隙设计的目的是间隙区域的最小化，以至于：最小区域 受到不起皱f £ alock主要的约束是我们要得到最终的结果，那就是获得良好的质量，意味着起皱和织物桥堵不能消灭在死腔内。自由的间隙设计是与期望的纤维方向相关的，并且与支持方式，加热和成型时的夹紧位置相关。纤维取向将会影响到材料的运动，因此，需要转变间隙的外形来是材料填满模具。从使用的角度来看，乘积区以外的暂留点是必要的， 而且不能依据它们的位置和特点任凭放置，要依据硬体几何学和影响成型的性能。其次，暂留点的放置必需使夹紧力通过纤维转移到主要掩盖层。间隙变形特征，纤维取向和夹紧位置的三位一体图 7在设计热成型过程的掩盖层是格外重要的。图 7.热成型三位一体左以及它和成型产品右间的关系A 间隙的设计方案设计方案的第一步是得到最低的物质需要的产品。使用一个基于简支撑的矩形掩盖层的最初仿真，可以生成一个所谓的扁平化曲线。这条曲线根本上是产品的修剪线，即固定于间隙元素上，以致产品的轮廓能被反映到最初的掩盖层上。这条曲线之后用于网格算法的一条参考边界。依照产品和制造的需求， 我们可以选择一些支撑和成型环境。例如自由支撑，简洁最正确的全面夹紧，简洁的插脚和基于剪切变形领域的最正确支撑，这些都可以应用在实际过程中。这些支撑状况转变了平坦曲线几何，产生了一种的间隙轮廓。然后，这个外形的网格化用 Matlab®脚本创立一个最正确的三角网络。之后，输出的网格就是一种的成型仿真。一旦到达了期望的要求，最适宜的间隙外形就能被高效的嵌入一张未加工的原材料，并且设计方案就能被用于本钱效率的评估。自动化生产过程如图 8。图 8.最优的热成型复合材料间隙外形设计方案V. 翼肋案例第一根翼肋的仿真使用上述矩形间隙外形制作了一条外形的基线，用于比 较。设计方案产生的一些可能的间隙外形概要呈现如图9。外面的格子红色 是制止通过的区域，内部的曲线蓝色是平坦曲线，中间的外形线黑色 是间隙的几何外形。对两个案例的好处进展争辩：一种最正确的自由支撑间隙和一种最正确的插脚间隙，结果是基于内部剪切场领域的描述，如图10。图 9.翼肋的不同间隙概念；自由支撑左和插脚支撑右图 10.基线左上，自由支撑左中，最优插脚支撑左下，以及纤维层间实测剪切图转换为基线间隙外形图仿真结果针对起皱现象为到达间隙最优化给出了一种更好的方案，即剪切角低于危急点，就像机翼后缘。图 11。这样，图 10 描述的三种不同的外形的间隙被切割和成型如图 12 所示。同样在这个图片中热成型过程总则也被表达出来。拥有主要改进面貌的最正确的成型产品如图 13 所示。图 11.机翼后缘直角处剪切分布左以及最优间隙右图 12.复合材料翼肋的热成型制造步骤图 13.最终的翼肋生产的主要特征VI. 本钱估算在本钱效率方面，可以替换基线和自由支撑间隙。在这方面对设计进展评估，依照材料的有效性对间隙外形进展比照。尽管进展最优化设计拥有最小外表，在连续生产过程中，从材料本钱观点来看最成功的间隙设计是自由支撑间隙，它可以使外形嵌入到一种商业CETEX 层压板，使之更加高效，如图14 所示。原材料的花费是橡胶成型TPC 构造的主要驱动力，所以，为了比金属热固性复合材料构造更好，明显要使材料的使用效率最大化。在这种构架中，假设能够得到大量的花费收益，一个稍微的起皱可以被承受。目前的战略是查找最优协调的一种最有效的方法。最终，运用嵌入运算和制造仿真参数的信息，就可以得到一个最初的本钱估算，并且可以执行。如图 15 所示。图 14.三种嵌入到 CETEX 薄板的间隙设计材料有效性比照图 15.翼肋的本钱随嵌入效率变化VII. 总结这篇文章之前已经呈现了加热成型热塑性复合材料产品的设计和生产方 法。在这里，间隙设计方案是制造性地利用有限元工具。这使得设计者可以根据成型性质，纤维方向和夹紧位置/类型自动生成一种间隙设计方案。然后设计好的间隙外形可以在产品质量和本钱方面做权衡。这种间隙可以使产品在最小的间隙外表的状况下拥有最正确的产品质量，并且不用花太高的本钱，即需要从很大的面板上切割，而且嵌入也很重要。虽然如此，目前的方案在树脂成型 R&D产品中仍被证明是一种有价值的工具。VIII. 致谢作者感谢Ten Cate Advanced Composites BV在这项争辩中供给CETEX 材料以供使用，并且感谢Frank Spee 在这个工程上的奉献。参考文献1. 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