Manufacturing and verification research for engine compartment rear structure based on AC729RTM polyimide composites
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摘要: 针对某飞行器钛合金发动机舱尾区结构在应用中存在的结构变形、重量问题及高温环境需求，以耐温等级为350℃的AC729RTM聚酰亚胺树脂基复合材料为设计选材，开展了某飞机发动机舱尾区结构复合材料代替钛合金结构设计，建立了有限元分析模型对复合材料发动机舱尾区结构进行参数分析，最后获取了合理的结构设计参数，最后采用树脂传递模塑成型工艺(RTM)进行了复合材料发动机舱尾区结构制备，同时从静强度试验、结构变形和结构重量三个角度进行了验证评价。结果表明：聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构经无损检测制件仅局部区域存在小面积孔隙(孔隙率＜2%)，整个制件的内部质量及外观状态良好；经静强度试验验证，发动机舱尾区结构除局部小范围脱粘外，未出现明显损伤及破坏，符合室温静强度要求；复合材料发动机舱尾区结构外形偏差控制在–0.808~0.664 mm，相比于钛合金结构取得了改善；结构质量相比钛合金减重约27.5%，取得了良好的减重收益。Abstract: In view of the structural deformation, weight and high-temperature requirements in the application of titanium engine compartment rear structure of a certain aircraft, composite structural design was carried out instead of titanium alloy for aircraft engine compartment rear structure, taking the AC729RTM polyimide composite with temperature resistance of 350℃ as design material. The finite element (FE) model of composite engine compartment rear structure was generated to perform parameter analysis and reasonable structural design parameters were obtained. The composite engine compartment rear structure was fabricated by resin transfer molding process (RTM). Finally, verification and evaluation were carried out from static strength test, structural deformation and weight. The results show that the internal quality and appearance of polyimide composite engine compartment rear structure are in good condition except for pores of small areas (porosity<2%) through non-destructive inspection. There are no obvious damages in engine compartment rear structure except for debonding of small areas through verification of static strength test, and satisfied the requirement of room temperament strength. The shape deviation of composite engine compartment rear structure is controlled in –0.808-0.664 mm and is better than titanium alloy structural. Compared with titanium alloy structural, the mass is reduced by 27.5%, achieving good benefits.
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先进复合材料由于具有高比强度和比刚度、耐腐蚀、可设计等特点，在航空航天中得到了广泛的应用[1-3]；目前在航空飞行器中，复合材料的应用多以耐温等级≤120℃的环氧树脂基复合材料和≤200℃的双马树脂基复合材料为主，受限于材料及成型工艺技术，耐温等级≥250℃的耐高温复合材料的应用相对缓慢。而随着高超声速飞行器、空天飞行器技术的不断发展，对飞行器结构的耐温性需求越来越高，为了兼顾温度环境和轻质量设计的要求，具有较高比强度和比刚度的耐高温复合材料在航空装备中的地位越来越重要，其中聚酰亚胺树脂复合材料由于在高温环境下具有优良的综合性能，成为耐高温复合材料结构设计最具吸引的材料之一，近年来对其进行了广泛的研究，并开始在飞机结构部位进行应用。PMR-15[4-5]树脂是美国国家航空航天局(NASA)开发的第1代聚酰亚胺树脂，长期使用温度可达288~316℃，先后在F04发动机外涵道、CF6发动机芯帽等区域应用，后面又相继发展了PMR-Ⅱ-50，AFR700等聚酰亚胺树脂[4-7]；然而对于一些复杂的零件结构，热压工艺聚酰亚胺复合材料已经无法满足制造工艺要求，因此20世纪90年代，NASA在高速研究计划(HSR)的支持下开发了苯乙炔基封端聚酰亚胺树脂及其复合材料，从此推动了低成本液态成型工艺聚酰亚胺树脂的发展，其中以NASA开发的PETI-298、PETI-330、PETI-375等为典型代表[8-22]。
国内中航复材中心一直在致力于聚酰亚胺树脂及复合材料的相关研究，先后开发了BMP316、AC721、HT-350RTM、AC729RTM[23-24]和HT-400等不同耐温等级适用于不同成型工艺的聚酰亚胺树脂，相关材料和工艺已经具备一定的成熟度。目前针对耐温等级在280℃的BMP316树脂已经开展在导弹舵面等飞行器结构上开展工程应用，但对于更高耐温等级的聚酰亚胺树脂在飞行器上的应用研究，目前国内鲜有公开报导。飞行器发动机舱位于飞机尾段，受内部发动机的影响，发动机舱结构需要承受较高的环境温度，本文以某飞行器钛合金发动机舱尾区结构为研究对象，结合发动机舱尾区结构需要耐300℃以上的温度环境需求，采用树脂传递模塑成型工艺(RTM)，以相对成熟的AC729RTM聚酰亚胺树脂基体复合材料为基础，开展聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构的应用研究，设计并制备了耐高温复合材料发动机舱尾区结构样件，同时对其进行了验证与评价分析，为耐高温聚酰亚胺复合材料的工程应用奠定基础。
1. 发动机舱尾区结构与铺层设计
1.1 结构设计
某飞行器发动机舱尾区结构如图1所示，尾区结构呈环形，采用的TC1钛合金材料，外表面是钛合金蒙皮结构，内部布置了2个环形筋条结构用于提升蒙皮的面外刚度。图2为发动机舱尾区结构尺寸参数，最大径向尺寸为1355 mm，结构高度为434 mm。钛合金蒙皮类结构常见的成型方式是热压成型，通过在模具上同时施加温度和压力使钛合金蒙皮成型到理论形状；对于尾区结构无法整体成型，外表面蒙皮和内部环形筋条沿周向进行了分段，采用拼焊、点焊等方式将各个分段组合在一起成型。钛合金热压成型工艺和焊接组合成型方式在应用中存在几个问题：(1) 钛合金蒙皮热成型过程中易变形，成型精度不高，较大的变形给装配带来难度，影响装配质量；(2) 结构成型时的大量点焊拼焊连接，会在蒙皮表面产生焊点，蒙皮外形表面不平整，影响表面质量；(3) 发动舱尾区结构位于飞行器尾段，没有集中载荷，以表面气动载荷为主，有设计减重空间。
与金属结构设计不同，复合材料结构设计是将结构设计、材料选用和成型工艺紧密结合起来，利用复合材料可设计的特点实现整体成型、设计减重的目标。图3为复合材料发动机舱尾区结构，是根据钛合金结构按照1∶1尺寸进行设计；为了保证互换性，复合材料发动机舱尾区结构的装配接口位置及尺寸保证不变，并对一些细节特征进行了简化。外表面为整体蒙皮结构，内部布置2根环形筋，通过对模具进行综合设计，与外表面蒙皮整体成型，形成复合材料整体成型的发动机舱尾区结构设计方案，将钛合金结构几十个零件简化为一个零件整体成型。
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图 3 ZT7H3198P碳纤维织物/AC729RTM聚酰亚胺树脂复合材料发动机舱尾区结构Figure 3. Composite engine compartment rear structure of ZT7H3198P carbon fiber fabric/AC729RTM polyimide1.2 参数分析与铺层设计
采用Hyperworks有限元软件建立了如图4所示的复合材料发动机舱尾区结构有限元模型，模型的网格尺寸10 mm，主要采用四边形单元(QUADS)，共24309个单元。根据尾区结构在飞行器上的装配点位，约束施加在发动舱尾区结构的端面边界位置上，在装配点位约束(1，2，3)自由度；并根据气动载荷在外表面的分布情况，将气动载荷分区域均布施加在外表面蒙皮结构上。
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图 4 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构有限元模型Figure 4. FE model of composite engine compartment rear structure of ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动舱尾区结构材料力学性能如表1所示，材料为ZT7H3198P碳纤维织物/AC729RTM聚酰亚胺树脂，单层厚度为0.2 mm。建立如图3所示的铺层坐标系，其中0°沿周向(1方向)，90°沿航向(3方向)。设计了4种不同的参数方案进行有限元分析对比研究，复合材料发动机舱尾区结构厚度参数如表2所示。由于尾区结构表面承受的气动载荷没有明显的方向性，铺层按照准各向同性铺层进行设计，表2中厚度值为1.6 mm对应的铺层顺序为[45/0/−45/90]S，厚度值2 mm对应的铺层顺序为[45/0/−45/90/0]S，厚度值2.4 mm对应的铺层顺序为[45/0/−45/90/0]S。
表 1 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构材料力学性能Table 1. Mechanical properties of ZT7H3198P/AC729RTM used for composite engine compartment rear structureParameter Value Parameter Value E1/GPa 67 E2/GPa 66 ν12 0.02 G12/GPa 4.5 Xt/MPa 790 Xc/MPa 632 Yt/MPa 709 Yc/MPa 594 ρ/(kg·m-3) 1550 t/mm 0.2 Notes: E1—Warp modulus; E2—Weft modulus; ν12—Poission ratio; G12—In-plane shear modulus; Xt—Warp tensile strength; Xc—Warp compressive strength; Yt—Weft tensile strength; Yc—Weft compressive strength; ρ—Density; t—Thickness. 表 2 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构厚度参数Table 2. Thickness parameters of ZT7H3198P/AC729RTM composite engine compartment rear structureGroup
No.Skin/mm T-rib/mm Ω-rib/mm Mass/
kg1 1.6 2 2 10.5 2 2 1.6 1.6 10.9 3 2 2 2 11.6 4 2.4 2 2 12.8 图5为不同参数方案下发动舱尾区结构的纵向正应力σ1云图。可以看出，σ1最大的区域位于外形内凹的环形筋条位置，主要由于这个区域存在一定的刚度突变；在气动载荷下会受到拉伸载荷，产生较大的正应力，最小σ1位于内部环形筋条位置，蒙皮受气动载荷向外变形，筋条腹板受压。从4种参数分析来看，σ1应力最大值分别为293.5、282.6、219.0、177.4 MPa，小于材料X向拉伸强度，σ1应力最小值为−111.4、−129.8、−87.3、−73.7 MPa，小于材料X向压缩强度；图6为不同参数方案下发动舱尾区结构的横向正应力σ2云图，同样σ2最大和最小值也小于Y向拉伸和压缩强度。其中参数方案3和方案4相比前两种方案应力下将比较明显，方案3相比方案2，质量差别不大，而方案4质量增加比较明显，综合对比第3组参数方案为较优的参数方案。
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图 5 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构纵向正应力云图σ1Figure 5. Contour of longitudinal normal stress σ1 of ZT7H3198P/AC729RTM composite engine compartment rear structure![]()
图 6 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构横向正应力云图σ2Figure 6. Contour of transverse normal stress σ2 of ZT7H3198P/AC729RTM composite engine compartment rear structure根据分析结果，整体蒙皮、T型和Ω型筋条环形筋条按照2 mm设计，刚度匹配较好，2 mm对应的铺层顺序为[45/0/−45/90/0]S。
2. 发动机舱尾区结构制备工艺
2.1 原材料
树脂选用中航复材中心研发的AC729RTM聚酰亚胺树脂，树脂基本性能如表3所示，其玻璃化转变温度Tg可达409℃，5%热分解温度Td5%为542℃，树脂开放期可达8 h以上，耐温等级可达350℃，适用于液体RTM成型工艺，能够满足复杂制件的注射工艺期要求，AC729RTM树脂的DMA曲线如图7所示，AC729RTM树脂在270℃下的恒温流变曲线如图8所示。增强材料选用ZT7H3198P碳纤维织物，由中简科技股份有限公司生产。
表 3 AC729RTM聚酰亚胺树脂性能Table 3. Properties of AC729RTM polyimideItem Property Glass transition temperature Tg (tanδ) 409℃ 5% decomposition temperature Td5% 542℃ Process period (η≤1 Pa·s) ＞8 h 2.2 模具设计
模具设计是RTM成型工艺的关键因素之一，高温RTM成型模具要求有较好的密封效果，同时应根据制件的结构特点设计合理的锁模模机构、脱模机构、密封系统、流道结构(主要指进、出胶口)及相应的辅助工装。图9为复合材料发动机舱尾区结构RTM成型模具设计方案，根据发动机舱尾区的结构特点，该模具由上模、下模、内型芯及外侧模块构成，在上模、下模、侧模之间的配合面设置密封槽，利用耐高温密封条密封；在模具下模设置注胶口，模具沿制件高度方向分层设计多个出胶口，以保证有效排气。上、下模采用螺栓进行紧固，并设置定位槽进行定位，同时，设置顶丝孔以方便脱模。此外，由于模具结构形式复杂，设计了专用的铺层工装和脱模工装。
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图 9 发动机舱尾区结构成型模具设计Figure 9. Design of processing mold for engine compartment rear structure2.3 制备工艺
图10为聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构RTM工艺制备流程，包括预成型制备、树脂注射、成型固化、脱模、检测等。
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图 10 发动机舱尾区结构树脂传递模塑成型(RTM)工艺制备流程Figure 10. Resin transfer molding process (RTM) fabrication process of engine compartment rear structure首先，采用丙酮将模具型面清理干净，并均匀涂抹高温脱模剂。接着将含有专用聚酰亚胺定型剂粉末的碳纤维预定型织物进行裁切，然后根据设计铺层进行预成型体的制备，预成型体的制备关键在于铺覆方案的设计，对于发动机舱尾区结构应先进行环形筋的铺覆，再进行外部蒙皮结构的铺覆。此外，由于尾区结构尺寸较大，为了保证预成型体的制备质量，铺覆过程中采用专用的加热工具对定型织物进行加热以保证每2层碳布之间形成有效粘结，同时每完成几层铺覆后，进一步采用烘箱进行真空预定型处理，如此反复直至完成设计铺层的铺覆，预成型制备过程如图11所示。
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图 11 发动机舱尾区结构预成型体制备Figure 11. Preform fabrication of engine compartment rear structure将完成制备的预成型体及芯模，按照模具设计方案依次组装组合芯块和上模完成模具合模。接着将完成合模模具放置于加热设备上，连接注射管路，然后将聚酰亚胺树脂粉末加入到注射设备的注胶罐中，同时将注胶罐和模具加热至(270±5)℃，为了保证注射及固化过程中整个模具内部温度场的均匀稳定，在模具表面布置了大量的温度测点对模具温度场进行实时监测，模具的上下表面通过压机进行加热。加热过程中，同时对成型模具和树脂罐抽真空处理，以排除预成型体中的水蒸气、残留的溶剂及空气，除去树脂中的气泡(脱泡时间约30~60 min)；待树脂脱泡处理完成后，以0.1~0.6 MPa的注射压力将树脂注入模具中，直至树脂完全浸渍预成型体；然后将模具升温至350~380℃，保温并完成固化，待模具自然冷却至100℃以下脱模，最终获得如图12所示的聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构。经超声检测(A扫)，制件局部区域存在小面积孔隙(孔隙率＜2%)，整个制件的内部质量及外观状态良好。
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图 12 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构制件Figure 12. ZT7H3198P/AC729RTM composite part of engine compartment rear structure3. 发动机舱尾区结构验证与评价
3.1 静力考核验证
选取最严重载荷工况对尾区结构进行静力考核；为了方便加载同时保证加载的均匀性，根据尾区结构特点，将尾区结构表面沿周向分为了16个等分区域，每个等分区域分为上中下3个加载点，这样整个圆周一共48个加载区域，将表面气动载荷按照等效原则分配到各个加载区域，如图13所示为发动机舱尾区结构约束与加载方式，每个加载区通过粘贴帆布袋施加向外的气动载荷，试件通过螺栓将尾区结构连接到支持夹具上。
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图 13 发动机舱尾区结构约束与加载方式Figure 13. Constraints and loading of engine compartment rear structure试验采用的多级杠杆进行加载，加载系统是MTS-复杂加载系统，采用DH3821静态应变测试系统对静力试验过程中的应变及位移数据进行采集；试验包括60%限制载荷、100%限制载荷和150%限制载荷试验，如图14所示是试件加载示意图。
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图 14 发动机舱尾区结构试件加载示意图Figure 14. Loading schematic diagram of the engine compartment rear structure test试验完成后对制件状态进行了检查，目视可见各结构部位均没有出现明显的变形和损伤；对制件进行详细无损检测，无损检测结果显示制件在Ω环型筋局部区域出现了2处脱粘，脱粘宽度约10 mm×50 mm，其余区域完好。图15是脱粘位置区域，脱粘原因可能是筋条和蒙皮之间存在刚度突变，在表面拉伸载荷下，两者变形不协调会在界面产生较大的正向剥离应力，造成脱粘损伤，在设计过程中，可以根据应力分析情况，进行针对性连接补强；目前的静力试验在室温下开展，试验结果表明聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构能够满足室温静强度要求。
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图 15 发动机舱尾区结构试验后脱粘位置区域Figure 15. Disbonding area of engine compartment rear structure after test3.2 结构变形分析
结构变形指尾区结构外形尺寸与理论外形的偏差，偏差较大会对装配产生不利影响，造成阶差或者间隙的产生；为了对复材尾区结构外形精度进行评估，采用了三坐标测量方式对外形进行扫描；在发动机舱尾区结构外表面均布了1000个测量点位，对测量点位的实际位置进行测量，然后与理论的测点位置进行对比，计算出偏差值，从而获得整个外形的偏差情况；如图16为复合材料发动机舱尾区结构的外形偏差情况，正值表示外形向内，负值表示外形向外，从测量结果看向外最大偏差0.808 mm，向内最大偏差0.664 mm，大部分测点均集中在−0.8~0.6 mm之间。对于钛合金发动机舱尾区结构，外形偏差一般按照±1.2 mm控制，但是在实际制造装配中，由于钛合金蒙皮的热成型变形及焊接变形双重因素的影响，钛合金发动机舱尾区结构往往满足不了设计要求，从试制结果来看，聚酰亚胺复合材料尾区结构通过采用RTM液态成型工艺并对模具进行合理补偿设计，将整个制件的外形偏差控制在了±1 mm范围内，相比钛合金发动机舱尾区结构有了很好的改善。
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图 16 发动机舱尾区结构各个测点外形偏差情况Figure 16. Shape deviation of each measuring point of the engine compartment rear structure3.3 结构质量收益
将钛合金尾区结构和聚酰亚胺复合材料尾区结构质量进行了对比，钛合金尾区结构质量为16 kg，复合材料尾区结构实测质量为11.6 kg，相比钛合金尾区结构质量减少约27.5%，耐高温聚酰亚胺复合材料尾区结构相比钛合金尾区结构有较大的质量收益。
4. 结 论
(1) 设计了整体化成型的聚酰亚胺树脂基复合材料发动机舱尾区结构，由环形筋条和蒙皮组成并采用树脂传递模塑成型(RTM)工艺一体成型，结合有限元软件建立分析模型并进行了参数分析，确定了复合材料发动机舱尾区结构的设计参数。
(2) 根据发动机舱尾区的结构特点，设计并制造了RTM成型模具，选用AC729RTM聚酰亚胺树脂基复合材料体系，利用RTM整体成型工艺技术，制备了聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构样件，经超声检测显示，结构整体质量良好。
(3) 通过静强度试验表明，聚酰亚胺复合材料发动机舱尾区结构除局部小范围脱粘外未出现明显损伤破坏，符合室温静强度要求，同时其外形偏差控制在−0.808~0.664 mm范围内，能够很好地满足−1.2~1.2 mm控制要求，外形精度较好；复合材料发动机舱尾区结构质量约11.6 kg，相比钛合金结构减重约27.5%，减重效果明显。
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图 3 ZT7H3198P碳纤维织物/AC729RTM聚酰亚胺树脂复合材料发动机舱尾区结构
Figure 3. Composite engine compartment rear structure of ZT7H3198P carbon fiber fabric/AC729RTM polyimide
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图 4 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构有限元模型
Figure 4. FE model of composite engine compartment rear structure of ZT7H3198P/AC729RTM
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图 5 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构纵向正应力云图σ1
Figure 5. Contour of longitudinal normal stress σ1 of ZT7H3198P/AC729RTM composite engine compartment rear structure
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图 6 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构横向正应力云图σ2
Figure 6. Contour of transverse normal stress σ2 of ZT7H3198P/AC729RTM composite engine compartment rear structure
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图 9 发动机舱尾区结构成型模具设计
Figure 9. Design of processing mold for engine compartment rear structure
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图 10 发动机舱尾区结构树脂传递模塑成型(RTM)工艺制备流程
Figure 10. Resin transfer molding process (RTM) fabrication process of engine compartment rear structure
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图 11 发动机舱尾区结构预成型体制备
Figure 11. Preform fabrication of engine compartment rear structure
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图 12 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构制件
Figure 12. ZT7H3198P/AC729RTM composite part of engine compartment rear structure
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图 13 发动机舱尾区结构约束与加载方式
Figure 13. Constraints and loading of engine compartment rear structure
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图 14 发动机舱尾区结构试件加载示意图
Figure 14. Loading schematic diagram of the engine compartment rear structure test
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图 15 发动机舱尾区结构试验后脱粘位置区域
Figure 15. Disbonding area of engine compartment rear structure after test
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图 16 发动机舱尾区结构各个测点外形偏差情况
Figure 16. Shape deviation of each measuring point of the engine compartment rear structure
表 1 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构材料力学性能
Table 1 Mechanical properties of ZT7H3198P/AC729RTM used for composite engine compartment rear structure
Parameter Value Parameter Value E1/GPa 67 E2/GPa 66 ν12 0.02 G12/GPa 4.5 Xt/MPa 790 Xc/MPa 632 Yt/MPa 709 Yc/MPa 594 ρ/(kg·m-3) 1550 t/mm 0.2 Notes: E1—Warp modulus; E2—Weft modulus; ν12—Poission ratio; G12—In-plane shear modulus; Xt—Warp tensile strength; Xc—Warp compressive strength; Yt—Weft tensile strength; Yc—Weft compressive strength; ρ—Density; t—Thickness. 
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表 2 ZT7H3198P/AC729RTM复合材料发动机舱尾区结构厚度参数
Table 2 Thickness parameters of ZT7H3198P/AC729RTM composite engine compartment rear structure
Group
No.Skin/mm T-rib/mm Ω-rib/mm Mass/
kg1 1.6 2 2 10.5 2 2 1.6 1.6 10.9 3 2 2 2 11.6 4 2.4 2 2 12.8
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表 3 AC729RTM聚酰亚胺树脂性能
Table 3 Properties of AC729RTM polyimide
Item Property Glass transition temperature Tg (tanδ) 409℃ 5% decomposition temperature Td5% 542℃ Process period (η≤1 Pa·s) ＞8 h
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