陈争新

海军装备部，四川 成都 610093

先进复合材料在飞机结构上的应用已有30多年的历史[1]，目前国外军用飞机复合材料的用量占总重的25%～40%，民用飞机达10%～15%，直升机则高达60%以上。复合材料蜂窝夹层结构具有高比强度、高比刚度、最大抗疲劳性能，以及抗冲击性能优异和可设计性等优点[2]。某型机的前缘机动襟翼是全高度、全尺寸上下翼面多个台阶的无孔铝蜂窝复材结构，该结构不但承受气动载荷而且要承受前襟梁耳片和高密度夹芯扩散旋转作动器的集中载荷，蜂窝内没有嵌镶件，因此蜂窝芯和梁、蒙皮的胶接质量尤其重要。就胶接技术而言，因前襟上、下蒙皮为多台阶、厚薄变化大的化铣壁板，故与蜂窝芯胶接配合协调关系复杂，公差配合要求严，导致胶接制造难度非常大。

实际生产过程中，骨架零件包括钣金成型的肋、数控加工的梁、化铣成型的蒙皮的超差或返修可能性较小，而蜂窝芯由于固持方式和数模设计的问题，一般出现超差的概率较大，同时设计允许对蜂窝零件采取局部修配或补偿措施。因此，在正式开始生产前，通过对蜂窝芯零件的高度尺寸变化的补偿性试验来研究蜂窝芯与其他金属零件的协调配合问题具有实际意义。

1 试验概述

蜂窝与骨架零件协调尺寸的理想状态是比骨架零件高出0.1～0.2mm（单面），当局部区域蜂窝零件比骨架零件高0.4mm或低0.1mm时，在实际结构的预装配工序中应采取必要措施进行协调：当蜂窝零件为正差时，对局部高出的蜂窝芯端面采取手工修倒的方式，具体操作时，还要注意蜂窝芯零件被修正端面以外部分不可失稳；……