復合材料框架式成型中的模具設計研究

李新榮，淑 梅，王 霞，萬 永

（中車眉山車輛有限公司，四川眉山 620000）

0 引言

復合材料具有高比剛度、高比強度、耐腐蝕及熱膨脹系數小等優勢，被廣泛用于航空航天領域，其用量和應用水平是評估飛行器制作水平的一個重要標志[1]。作為飛機機體新一代結構材料，復合材料具有較高的產品制造質量要求。一般復合材料產品會在成型模具內制造，結構成型和材料制造兩者同時完成，所以，模具對復合材料構建尺寸、外形及配合其他構件精度等具有決定性影響。為提升復合材料模具設計質量，很多研究者將模具設計融入到參數化設計、知識工程和模板化設計中。盡管在復合材料框架式模具設計時選擇了數字化方式，然而，設計人員仍需要手繪草圖與創建特征等工作，且還要對底板、支撐板等逐步建模，而且模具一般都較為笨重，沒有校核模型溫度分布與變形情況，模具設計精準性不足[2]。為優化以上狀況，實現模具設計效率的提升，需要在設計環節考慮周全，避免模具影響復合材料制件，需要針對該框架式模具創建快速建模方法，并對模型實施有限元分析，依照分析結果調整優化模型，同時在模具設計過程中對回彈與尺寸加以補償，以得到行之有效的模具結構設計。

1 結構分析

復合材料框架式成型需要借助模具實現，有必要經加熱和保溫等一系列操作后，對復合材料固化成型，這就提高了對成型模具熱傳導性、溫度場分布的要求?？蚣苁匠尚湍＞哂兄p便的結構，支撐板有很多散熱通風孔，可提高傳熱效率，而且模具型面可快速加熱，溫度可均勻分布，因此被廣泛用于飛機制造[4]?？蚣苁匠尚湍＞咧饕芍谓Y構、型面板組成，其中支撐結構又由底板、支撐板和叉車槽組成?？蚣苁匠尚湍＞呓Y構如圖1 所示。

圖1 框架式成型模具

型面板表面主要接觸預浸料，用于復合材料構件成型，其下表面貼合支撐板。通常將支撐板劃分為外支撐板、內支撐板兩種，根據特定布局表現為網格狀結構，V 向與U 向支撐板結合位置借助卡槽連接，支撐板有散熱孔與通風孔，有助于提升復合材料成型質量。

2 快速化建模方法

當前設計者多選擇CATIA 軟件設計模具模型，建模需要依照產品型面展開提取、延伸、接合、厚曲面和剪貼等操作，以制作模具型面板，再通過平面偏置、草圖繪制、凸臺和凹槽等操作形成連接型面板的隔板與隔板通風孔。因為隔板較多，繪制隔板工作量大，而且基本上屬于重復性操作，所以更改難度大，會占用大量設計時間[5]。借助“產品智能模板”將建模時草圖繪制、凹槽以及凸臺等集合于一個命令中，并對其集中封裝，具體見圖2。如果操作步驟相同，僅需在“從選擇實例化”中引用命令集合就能完成操作，見圖3，該操作可有效避免通風孔與隔板繪制時重復操作的情況。

圖2 創建超級副本

圖3 從選擇實例化

在建模前期，借助圖4“知識工程”中的“公式”一欄命令定義所需調整參數，同時進行參數賦值，見圖5。后期僅需更改賦值，即可驅動調整參數值，也可借助定義公式，對變量間關系進行界定，從而實現一個變量根據另一變量改變而改變，最終達到參數變量化目標。

圖4 知識工程工具欄

圖5 “公式”命令定義參數

該建模方法對支撐隔板厚度、縱橫向支撐隔板數量、型面板厚度以及通風孔定位尺寸等參數實施變量化，同時快速設計，形成圖6 所示的CATIA 模型樹參與定義[6]。該情況下，在合理范圍內更改參數數值，視圖刷新，同時更改模型后，使其滿足設計更改需求。

圖6 CATIA 模型樹參數定義

綜上，基于“超級副本”與“公式”的建模在很大程度上縮短了復合材料框架式模具建模時間，便于模具設計與更改，此為對模型展開有限元分析和設計的基礎。

3 有限元模型分析

通常模具強度校核主要采用經驗法，制定支撐隔板間距、厚度以及通風孔尺寸時，采用保守設計，例如，縮小隔板間距、增加隔板厚度，該方法可優化模具性能，然而，缺點在于會導致材料浪費，而且模具制造周期也比較長，由此就需要通過有限元分析法校核模具鋪貼、吊裝以及移動等工況下的變形情況，以明確模具設計是否可行。如果應力與變形允許，調整模型設計參數，確保模具在符合性能基礎上縮減重量，節約加工與材料成本。尤其是對大尺寸梁類與蒙皮復合材料模具，框架式支撐結構為其主體，很多材料、焊接成本都會在該環節消耗掉，所以需要借助有限元分析對最佳支撐板結構布局和尺寸進行選擇，在確保復合材料制件成型質量前提下，盡可能節約模具經濟成本[7]。

針對不同型號模型，選擇CATIA 分析其正常起吊、極限起吊、移動以及鋪貼工況，選擇Q235 模具材料，各工況下的邊界條件見表1，兩個模型應力與變形最大值見表2。

表1 各工況下的邊界條件

表2 各工況下有限元分析

對比1#模型，工況相同時的2#模型應力和變形都比較小，兩種模型都符合設計要求，但采用1#可減輕模具重量，縮減材料成本。通過熱壓罐固化時，對模具熱變形與溫度分布進行分析，選擇CATIA 創建規格為?5.5 m×13 m 的模型與1.2 m×3.15 m×0.585 m 的鋼框架式模型，熱壓罐溫度邊界條件是時間函數，具體見圖7[8]。經計算所提取不同時刻點的模具型面溫度云圖見圖8。

圖7 熱壓罐溫度邊界條件

圖8 模具型面溫度云圖

選擇ABAQUS 計算工裝模型變形時，所用模具材料為Q235 鋼，將初始溫度設為20 ℃，終極溫度設為180 ℃，模具腳輪處增加位移約束，計算出該溫度差情況下的模具變形量，結果顯示，模具變形最大值在四個邊角位置，變形量是3.3 mm。由此可知，高溫固化時，大尺寸鋼材料模具變形量較大。

4 模具設計補償

4.1 尺寸補償和公式

模具材料和復合材料如果有不同熱膨脹系數，則會影響復合材料制件固化后的外形與尺寸準確性，尺寸較小的模具熱膨脹幾乎不會影響到復合材料的零件，但如果模具尺寸太大，再加上復合材料零件存在重要的外形或裝配特征時，需要考慮復合材料和模具材料熱膨脹系數不同所產生的影響，設計模具過程中做好尺寸補償工作。

如果復合材料和模具材料熱膨脹系數有差別，假設A 是模具理論尺寸，B 是模具考慮設計補償尺寸，△T 是室溫和固化溫度差值，σ 是模具尺寸補償系數，ψA是復合材料熱膨脹系數，ψB是模具材料熱膨脹系數。那么室溫鋪貼過程中，復合材料零件的凈邊尺寸是A，型面零件凈邊線距離是B。高溫固化溫度的固化反應完成時，型面零件凈邊線B 距離受熱膨脹到（B+B×△T×ψB），而A 受熱膨脹到（A+A×△T×ψA），兩者尺寸一致。在從固化溫度下降到室溫的情況下，模具型面上所刻的零件凈邊線距離從（B+B×△T×ψB）收縮到B，而復合材料零件尺寸則從（A+A×△T×ψA）收縮到A，具體如圖9 所示。

圖9 模具尺寸補償原理

由此計算：A+A×△T×ψA=B+B×△T×ψB，補償系數為：

σ=B/A=（1+△T×ψA）/（1+△T×ψB）

復合材料制件形狀復雜，裝配要求高，制件過程中必須固化脫模并鉆出切邊或裝配用基準孔的情況下，所選模具縮放基準直接影響到基準孔位置準確與否。

4.2 回彈變形和補償

大曲率復材筋條、蒙皮、梁等零件模具設計，應綜合考慮到制件固化脫模所產生的回彈影響。通常來說，回彈和制件結構、成型工藝、模具材料和鋪層角度等因素密切相關。在設計模具過程中，回彈補償會縮減制件固化變形，減少裝配應力，但又很難明確補償系數。

制作筋條、梁、肋等復合材料時，回彈補償是在設計模具過程中加入回彈量，例如C 形梁，模具設計過程為：（1）產品結構分析，基于此截取典型部段作為試驗件，以設計和制作模具，該情況下的模具設計無需考慮回彈影響；（2）制造試驗件；（3）檢測試驗件和模具，依照檢測結果，對模具和試驗件角度差值進行計算，此為回彈角；（4）根據回彈角度，設計正式模具。

基于試驗件制造經驗，熱壓罐陽模成型工藝制作的C 形梁結構，根據圖10 所示回彈方向設計模具，而陰模成型C 形梁結構則根據圖11 所示回彈方向設計。

圖10 陽模成型C 形梁回彈方向

圖11 陰模成型C 形梁回彈方向

一般C 形梁各部位鋪層有所差異，C 形翻邊位置角度也會有所改變，因此各部位回彈角度值也不相同，由此設計人員就要依照工藝試驗件，與實際相結合，對回彈補償加以綜合考慮。復合材料中的變曲率蒙皮，當前仍就采用試驗件制造方式明確回彈量與回彈方向，因為不同位置的回彈量大小有所差異，因此要獲得各位置回彈量，設計模具時在理論型面不同位置展開不同量補償，補償后制定模具型面難度較大。有學者創建以構建型面節點為基礎的工裝型面補償模型，借助新構件型面對新工裝型面進行設計，并展開變形預測，這一方法在我國很多主機廠工裝系統中有所應用。

5 結語

當前多以普通鋼為模具材料，高溫固化溫度下，該模具尺寸具有較差穩定性，所成型零件外形、尺寸和預期設定存在差異性，因此對外形特征復雜、尺寸大且具有較高精度要求的復合材料，例如，制備中央翼盒、機翼壁板等，需要采用接近復合材料膨脹系數的工裝材料展開模具結構設計，從而降低模具對制件固化產生的影響。因為飛機復合材料外形大多是不規則曲面，模具設計過程中，補償制件固化變形對有限元分析比較依賴，由此就要在制造模具前，通過有限元分析軟件模擬模具數值，檢驗模具設計，以節約試模和返修時間，實現勞動生產率的提升。