成艳娜 刘训新 刘向阳 陈亮子

（中航飞机西安飞机工业集团股份有限公司，西安 710089）

复合材料具有质轻、比强度高、比模量高、抗腐蚀性好以及可设计性强等优点，尤其适用于大型或者整体飞机零件结构，是优良的航空结构材料。目前，它的用量在飞机结构上的比重日益提升，某种程度上已经成为衡量飞机先进程度的指标之一[1]。随着复合材料的不断发展，它的应用范围逐渐从内部装饰件向次承力件延伸。近年来，复合材料的应用范围更是向主承力梁和大壁板等主承力件过渡[2]。前缘类零件是飞机中较为常见的次承力件，外形为双曲面，横截面为U形结构，主要起到承载和整流等作用，广泛应用于活动翼面、外翼和尾翼等部位[3]。复合材料类前缘主要分为夹层和层压两种结构形式。采用夹层结构的U形前缘零件拥有更好的承载力，且由于夹层材料质量较轻，大大降低了零件的质量。因此，夹层类的前缘制件在飞机上被广泛使用。

本项目围绕异形大厚度蜂窝夹层结构前缘的成型技术开展研究。针对以上技术难点，从异形大厚度蜂窝芯铣切及拼接方案、前缘制件热压罐成型工艺方案设计以及固化收口变形控制等方面进行探索，制定零件的制造工艺流程，最终实现此类异形大厚度蜂窝夹层前缘类零件的精确、高质量成型。

1 试验件设计及制造方案

1.1 材料与设备

试验件主材料为碳纤维织物CYCOM 970/PWC T300 3K ST（CCF），蜂窝芯选用NH1-2.7-48芳纶刚性纸蜂窝芯。

1.2 试验件结构

试验件为深U异形大厚度蜂窝夹层结构前缘，长度约为4 100 mm，开口宽度约为280 mm，开口深度约为450 mm，层压区厚度约为3 mm，蜂窝芯为V形尖劈结构。……