1. 概述
    先進的復合材料自六十年代問世以來，由于其具有比強度高，比模量大，可設計性強，減振性、耐疲勞、耐腐蝕、過載安全性好等優點，迅速在航空航天領域被廣泛使用。但是由于復合材料自身的特點，使得復合材料在直升機上的應用受到多方面因素的制約：復合材料各向異性的特點，使得結構設計、強度計算、疲勞壽命計算更為復雜；由于復合材料工藝的特殊性所帶來的工藝制造的復雜性，使得復合材料的制造水平大大地制約了復合材料的應用；另外，復合材料產品的質量檢測也是一個非常關鍵的問題，例如零件的表面質量、內部質量、連接質量等方面的檢測完全不同于金屬件的檢測，它完全依賴于大量的檢測儀器，更重要的是其檢測驗收標準比金屬結構的檢測標準更為復雜。由于復合材料結構在直升機上應用的研究項目耗資巨大，而且我國復合材料結構的基礎研究十分薄弱，使得國內復合材料的應用發展較為緩慢，還有許多亟待解決的問題。
2. 課題來源
    某型直升機發動機后整流罩采用的是復合材料，蒙皮結構為耐高溫預浸玻璃布，180℃高溫固化成型。發動機后整流罩位于發動機排氣管的出口處，受發動機高排氣溫度的影響，在用戶的使用過程中，出現了發動機后整流罩在靠近排氣管處起鼓、分層、烤黑、甚至烤焦等問題。之前采用在整流罩受高溫的區域增加一層耐高溫膠膜，和在整流罩外表面涂高溫耐熱漆等方法，但隔熱耐熱效果都不夠理想。這一問題在給用戶的使用、維護帶來負擔的同時也造成了直升機的安全隱患，直接影響了發動機后整流罩的可靠性和安全性。
3. 研究內容
3.1. 原因分析
    該型機發動機后整流罩采用的復合材料蒙皮結構具體可以分為夾層結構和層合板結構兩大類，主要采用的是大孔NOMEX 蜂窩夾層結構，NOMEX蜂窩具有良好的回彈性和可變形性，適用于發動機后整流罩大曲率結構的特點，按受力大小規定蜂窩方向并進行預先成型。非重要區域構件也有泡沫夾層結構和層合板結構。發動機后整流罩形狀變化復雜，工作區域在排氣管的出口附近，受發動機高排氣溫度的影響，周圍環境溫度高可達650℃，該復合材料的整流罩在長期的高溫作用下，玻璃布之間粘結力被逐漸的破壞，從而導致起鼓、分層，嚴重時甚至出現烤黑、烤焦等問題。
3.2. 方案確定
    為提高該型機發動機排氣管出口處發動機后整流罩的耐高溫性能，徹底解決整流罩出現的起鼓、分層、烤焦等問題，經過仔細的研究和分析，決定采用在發動機排氣管與整流罩之間安裝耐高溫隔熱片的方式，來有效的隔離由發動機排氣管傳向整流罩的高溫熱量。同時，協調發動機廠家，將發動機本體上的排氣管與直升機上的排氣段利用相同的數模和工裝進行設計、制造，這樣可以保證發動機后整流罩與發動機排氣管間的間距具有良好的一致性，有利于防止由于整流罩與排氣管間距過小而導致的發動機后整流罩局部受熱起鼓、烤焦。通過以上的改進方式，將整流罩的表面溫度控制在材料特性允許的范圍內，從而改善發動機排氣管出口處整流罩的工作環境。
    隔熱片以發動機后整流罩為設計平臺，依據整流罩大曲率結構的復雜外形，采用與整流罩模胎比試的方法確定隔熱片外形結構，通過試驗的方法測量發動機后整流罩靠近排氣管出口處的溫度分布，確定隔熱片的選用材料和在整流罩表面上的覆蓋面積等參數。
    隔熱片按左右件設計，分別安裝在發動機后整流罩的兩側。隔熱片的安裝位置見圖1。

 
                                  
    隔熱片主要由內、外蒙皮和隔熱材料組成。結構組成形式見圖2。內、外蒙皮采用不銹鋼材料，既滿足其位于發動機排氣管出口處的高溫工作環境要求，又可避免由于水氣等對其造成的銹蝕問題；在蒙皮外表面涂有黑色自干耐熱漆，既增強了耐熱隔熱的效果，提高隔熱片的隔熱能力，又使隔熱片的表面與發動機后整流罩的表面顏色達到統一。

                                   圖2 隔熱片的結構組成
                             1.內蒙皮；2.隔熱材料；3.外蒙皮；
    隔熱片通過螺接的方式安裝到發動機后整流罩上，便于分解、安裝和日常的維護檢查。隔熱片與整流罩的連接示意見圖3。

                                   圖3 隔熱片與整流罩的連接示意圖
                                   4.隔熱片；5.發動機后整流罩；[-page-]

3.3. 關鍵技術
(1) 蒙皮成型：
    由于隔熱片的外型為異型曲面，在成型內、外蒙皮的過程中，零件拐角處由于材料積累很容易產生褶皺，如直接校平褶皺，則會在其周圍部位造成起鼓，產生空隙。解決的辦法是：先將褶皺嚴重處，沿褶皺頂部剪開，進行搭接并密集點焊去除褶皺，用球冠形工裝頂住空隙處校型后進行點焊，以解決該問題。
(2) 組件與模胎的貼合：
    內、外蒙皮采用密集點焊進行連接，由于點焊時材料收縮變型，造成組件與模胎局部的不貼合。為解決該問題，在內、外蒙皮連接點焊方向，隔30～50mm 進行點焊以固定其基本外型，將組件在工裝上校型使其貼胎，然后在焊點間隙中間位置進行點焊連接，重復上述過程進行校型，保證了組件和模胎的貼合。
(3) 防止隔熱片上空心鉚釘與模胎孔錯位：該隔熱片上空心鉚釘的位置是采用銷子將隔熱片件固定在模胎上確定的。由于空心鉚釘安裝擴孔過程是在內、外蒙皮點焊連接前，當內、外蒙皮進行密集點焊時，容易造成整體位置的偏移，導致出現孔錯位的情況。針對該問題，對工藝順序進行了調整，將空心鉚釘安裝擴孔工序安排在內、外蒙皮點焊后進行，并將組件與模胎進行實配畫線確定空心鉚釘的位置，解決了該問題。
4. 試驗驗證
    實踐是檢驗設計是否合理的唯一標準。試驗的目的是為了驗證隔熱片對發動機排氣管和整流罩之間的隔熱效果。對隔熱片在直升機上進行裝機驗證和溫度測量考核，分別進行了地面裝機試驗和飛行試驗考核。
    地面裝機試驗結論：隔熱片與發動機后整流罩接口位置準確，外形貼合良好，安裝方便、可靠。飛行考核試驗結論：使用電阻溫度傳感器測量隔熱片內外測量點的溫度。分別在地面開車、3m 有地效懸停、500m 無地效懸停和2000m 巡航四種狀態下，測量并記錄了內外測點的穩定溫度。飛行試驗內外測點溫度對比見表1。

    通過對試驗數據進行研究分析后得出：發動機后整流罩隔熱片在地面裝機試驗中表現出良好的貼合性和可靠性，在飛行考核的四種狀態中表現出良好的隔熱效果，滿足發動機后整流罩的溫度要求，功能可靠。
5. 結論
    復合材料結構在直升機上應用的部位和用量的多少已成為衡量直升機先進性的重要標志之一。在直升機的設計中，復合材料結構的應用從整流罩、保護板、地板等次承力結構，到現在出現的全復合材料結構直升機，包括主承力框、主承力縱梁，甚至連槳轂和起落架的懸臂梁這些高應力水平、受力復雜、形狀復雜的關鍵件都采用復合材料結構制造。為了追求高性能、低成本、良好的可靠性和低成本的修理，在機身結構上大量采用復合材料結構已經成為發展趨勢。
    隔熱片裝機使用后，解決了多年來發動機后整流罩由于長期接觸高溫區域，而引起的起鼓、分層甚至烤焦等問題。加裝隔熱片后的直升機狀態良好，極大的改善了直升機的整機質量，保證出勤率，同時節省了外場直升機維護、更換發動機后整流罩的時間和經費，具有顯著的經濟效益。