（翻译整理：陈文 编辑校对：张鑫）
近年来，由于高性能聚合物基复合材料（polymer‐matrix composite，PMC）具有高比强度、抗腐蚀性能优异以及耐疲劳性能的优势，被广泛应用于航空航天领域。PMC早期主要用于商用航空器的次承力结构，比如襟翼、襟翼整流罩、副翼、升降舵和方向舵等。近年来，A350飞机有超过50%的机体结构使用PMC，主要应用在尾翼、机翼蒙皮、翼梁、长桁和机身蒙皮等。另外，B737飞机则在活动面、尾翼以及前缘结构使用CFRP复合材料。
航空复合材料结构一般采用热压罐固化成型工艺，涉及多个复杂的热化学反应。虽然固化过程赋予复合材料一定的强度和刚度，但在冷却之后还有残余热应力存在。脱模后，零件的残余应力释放将会导致变形。这种仅由固化工艺引起的变形称为固化变形或PID（process-induced deformations）。在航空制造领域，PID是结构设计和制造阶段重要的挑战之一，传统的做法一般是零件制造商通过前期试验的方法预估零件的变形量，并将该值传递给工装设计方进行工装补偿，这种方法的成本是昂贵的，因此亟需一种工艺模型或计算模拟的方法为工装设计提供最优输入并应用到实际生产中，从而减少工装设计的反复迭代成本。
以往的研究大多数是针对单向带层合板的回弹预测，极少数是研究织物预浸料夹层结构的固化变形，本文将从试验和仿真两方面研究大曲率织物预浸料夹层结构的固化变形规律。
为了研究U型织物预浸料夹层结构的固化变形规律，Khalifa University of Science and Technology的M. Al-Dhaheri（第一作者）和K.A. Khan（通讯作者）团队在《Composite Stuctures》上发表了题为 “Process-induced deformation in U-shaped honeycomb aerospace composit structures” 的文章，从试验和仿真两方面研究了热压罐固化工艺下U型蜂窝夹层结构和U型层合板结构的固化变形情况。另外，使用ABAQUS/COMPRO软件进行热化学和有限元仿真分析预测回弹值，分析了工装材料和芯材材料对回弹值的影响。
该研究使用Hexcel 8552/AS4碳纤维织物增强环氧树脂预浸料和过拉伸Nomex蜂窝芯，图1（a）为U型零件补偿前后的工装示意图，图1（b）工装实物尺寸参数示意图。
图1 （a）U型工装补偿前后示意图（b）U型工装实物
夹层结构采用非均衡不对称的铺层顺序，为[(0°)5/蜂窝芯/0°(±45°)4]。该工装在经受了110℃和180℃的加热循环，以缓解铝合金在制造过程中（轧制和焊接）引入的残余应力。如图2和表1所示，在零件和工装的各个区域放置热电偶，以监视温度场变化。图3（a）为固化前示意图，其中A边靠近罐尾，B边靠近罐门；图3（b）和（c）固化后以及脱模后示意图。零件固化曲线如图4所示。
图2 U型结构的区域分布和回弹值测量位置
表1 U型结构布置的10个热电偶位置汇总
图3 U型结构制造过程示意图
图4 供应商建议固化曲线示意图
如图6所示，使用塞尺测量零件和工装表面的间隙值，并根据公式计算回弹角，其中x为间隙值，h为零件的高度；
整体回弹角为2*θsp。表2和表3为工装补偿前后零件的回弹值，可以看出工装补偿后回弹值有所降低。这种通过不断试错的方法极大提高了零件制造的成本，为降低成本和节省研发时间，引入数值模拟方法来构建补偿后工装型面，从而获得符合设计要求的产品。
图5 （a）塞尺测量零件边缘回弹值（b）回弹角定义
表2 工装补偿前回弹值汇总
表3 工装补偿后回弹值汇总
之后该研究利用商用软件ABAQUS及其插件COMPRO对U型夹层结构进行固化变形仿真分析。图6仿真模拟中的边界条件设置示意图，其中图6（a）为应力变形过程中对称边界状态，图6（b）为考虑工装限制变形的边界状态，图6（c）为脱模后边界状态。
图6 不同边界条件设置示意图
表4为试验与模拟仿真的回弹值汇总，从表中可以看出二者仅3%的误差。其中回弹值最大为2.32mm，位于零件边缘自由端区域，如图7（a）所示；图10（c）~（d）为最大回弹值位置脱模前后法向应力。
表4 回弹值的实测与预测对比
图7 （a）应变分布图（b）最大应变处S11（c）最大应变处S22（d）最大应变处S33
图8为不同工装材料对U型结构回弹角的影响，本文选择Invar钢、复合材料及铝制工装进行对比，结果表明Invar钢工装回弹值最大（为3.31mm），铝制工装最小（2.32mm）。
图8 工装材料对U型结构回弹变形影响
总之，本文从试验和仿真两方面研究了U型夹层结构的固化变形规律，并提出铝制工装和铝蜂窝芯材料可以减少大曲率夹层结构的回弹值，未来还需要更深入地理解影响PID的因素，为设计选材提供更完善的理论指导。
参考文献：
Al-Dhaheri M , Khan K A , Umer R , et al. Process-induced Deformation in U-shaped Honeycomb Aerospace Composite Structures[J]. Composite Structures, 2020:112503.
（感谢陈文同学投稿！）
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