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先进复合材料比模量、比强度高（见表1），抗疲劳、耐腐蚀、可设计和工艺性好，因此复合材料受到飞机结构设计师的青睐，当前飞机整体复合材料结构技术成为了发展的重要方向。 数十年来欧美发达国家实施了由政府和军方组织、高校与科研机构参加的多个复合材料发展计划。这些计划的实施突破了航空复合材料结构设计、材料、工艺等关键技术，推动了复合材料技术的迅速发展，起到了显著的效果。 国外复合材料研究计划及应用 为了推动复合材料在飞机上大量应用，欧洲和美国从1986 年开始先后启动了TANGO、ALCAS、ACT和CAI等计划，见表2。 通过上述计划的实施，大幅提升了复合材料在飞机结构上的用量，F35 复合材料用量达到结构重量的36%，A400M 达到40%，波音787 达到50%，空客A350 达到52%（见图1）。 国外飞机复合材料中小结构件仍采用预浸带、层片自动裁剪、激光辅助定位/ 手工铺层和热压罐固化等工艺技术，而在飞机主承力整体结构件上不断拓宽自动铺带、自动铺丝、拉挤成形等高精度自动化成形技术的应用，在次承力整体结构件上拓展低成本的液体成形技术，并推出了相应的高性能碳纤维和基体树脂，已获得高性价比的飞机复合材料结构产品。 先进碳纤维和基体树脂 1高性能碳纤维 日本和美国等发达国家的碳纤维已经形成了系列化的生产供应体系。最具代表性的是日本东丽公司形成了从T300 到T1000 的T 系列碳纤维产品，东丽公司的碳纤维产品主要分为3 个系列：T 系列（T300、T400、T700、T800、T1000）碳纤维、M 系列碳纤维和MJ 系列碳纤维。美国Hexcel 公司20 世纪70 年代开发了AS 系列PAN 基标准模量碳纤维（包括AS4、AS4C、AS4D 及AS6 等碳纤维），还开发了IM 系列PAN 基碳纤维，形成了IM6、IM7、IM8、IM9、IM10 等系列产品，见表3。 2高性能树脂基体 高温固化树脂基复合材料形成了标准韧性、中等韧性、高韧性和超高韧性树脂基体系列。基本型环氧树脂基复合材料（标准韧性）的CAI 值大约为100MPa~190MPa（如3501-6/AS-4 等复合材料）；第一代韧性环氧树脂基复合材料（中等韧性）的CAI 值大约为170~250MPa（如R6376/T300、977-3/IM7 等复合材料）；第二代韧性环氧树脂基复合材料（高韧性）的CAI 值大约为245~315MPa（如8552/IM7、977-2/IM7 等复合材料）；而第三代韧性环氧树脂基复合材料（超高韧性）的CAI 值已经达到了315MPa 以上（如3900-2/ T800、977-1/ I M7、5276-1/IM7 和8551-7/IM7 等复合材料），参见图2。 3高性能复合材料在飞机上的应用情况 高性能碳纤维及高韧性树脂复合材料的出现，使复合材料在飞机结构上的应用已由原先的次承力结构发展到机翼、机身等主承力结构。复合材料在民机（以波音787 和空客A380 大型客机为例）主结构上的应用情况如表4 所示。从表4 可以看出，国外民机主结构在选材上采用了由T800 或相当于T800 的高强中模碳纤维与高温固化高韧性环氧树脂复合的高韧性复合材料，以满足复合材料主结构的设计损伤容限要求。 复合材料在军机（以F-22 为例）主结构上的应用情况如表5 所示。从表5 可以看出，美国军机主结构在选材上采用了由IM7 高强中模碳纤维与高温固化高韧性环氧树脂复合的高韧性复合材料，以满足复合材料主结构的设计损伤容限要求。 整体复合材料结构制造技术 先进飞机为获得最好的结构性能和经济效益，在结构设计中不断追求高减重、低成本和长寿命的目标，为此，新一代飞机结构的整体化大幅提升：将十几个零件甚至几十个零件集成为尺寸从十几米到几十米的整体结构，尽量减少由于连接所付出的重量、连接所引起的应力集中以及众多中小零件制造、装配所需的工时和工装，以降低制造和维护成本。因此复合材料整体化结构的应用已成为新一代飞机结构的发展方向。 1整体结构固化成形技术 空客A350XWB 复合材料机翼“T”形加筋壁板（见图3）和波音787复合材料机翼采用“工”字型加筋壁板等。大型飞机复合材料机翼壁板的制造：固化成形方式，考虑到经济性和质量可靠性一般采用筋条和蒙皮进行胶接共固化，也有采用共固化和二次胶接的成形方式；蒙皮铺层采用自动铺带技术；长桁组装采用精确的定位技术；固化模具结构设计，重点考虑温度场的均匀性及热膨胀的影响，模具材料一般为殷瓦钢。 （1）带工字型墙的多墙盒段的成形固化工艺 带工字型墙的多墙盒段的成形可采用整体共固化工艺、胶接共固化工艺或二次胶接工艺。铺层单元的划分和芯模设计除考虑铺层的可行性、工装装卸方便、固化过程施压均匀外还应满足成形后结构筋条顶部外形的协调性和尺寸的精准。产品生产中上、下模合模及芯模位置控制是固化或胶接质量及外形精度的重要保证，参见图4。 （2）带π 筋条的多墙盒段的成形固化工艺 带π 筋条的蒙皮壁板和复合材料墙（蜂窝或泡沫夹层壁板等）分别进行共固化成形后，在两块壁板π结构内涂上糊状胶，与墙先后组装，再固化成形（图5）。该方案模具设计和装配工装设计是保证上下壁板π 筋条位置的精确对应的关键。所采用的胶粘剂的流动性及固化温度有特定要求。 2主承力整体构件自动化制造技术 国外采用的自动化制造技术主要有自动铺带、丝束自动铺放等技术，是大型复合材料壁板及复合材料机身筒体制造的唯一手段，并显著提高了复合材料生产效率和制件内部质量，降低了成本，使复合材料性能最优化和低成本并存成为可能。图6 表征了自动铺带及丝束自动铺放技术的应用和发展情况。
自动铺带技术可以实现预浸带裁剪、定位、铺叠、辊压等工序连续自动完成。广泛应用于中小曲率的大型壁板构件的铺层，与手工铺放相比，质量稳定，制造成本降低30%~50％。 自动铺带技术在欧美已经成熟，铺带机机械系统、CAD/CAM 软件、铺放工艺技术大规模应用于航空复合材料结构件的制造，B1、B2 轰炸机，NavyA6 轰炸机，F-22 战斗机和波音787、777 飞机，A380 和A400M 等飞机的机翼蒙皮，以及C-17 运输机、A330、A340 的水平安定面蒙皮和一些飞机的中央翼盒及机翼大梁等均采用了自动铺带技术制造，见图7。
自动铺丝技术克服了缠绕工艺难以解决的架桥、滑移以及自动铺带在铺叠带台阶的翼面、小曲率半径的凹面难以解决的瓶颈问题，可以实现复杂形状整体结构件三维轨迹的连续丝束铺放，可以根据运行轨迹的铺覆宽度自适应地调整丝束宽度，实现带凸面、凹面及台阶、变厚、拐角等复杂内型曲面结构的铺放。 国外自动铺丝设备有2 种结构，立式结构和卧式结构。卧式结构更适用于封闭的筒体复合材料构件的铺叠， 立式结构更适合于大型机身类壁板复合材料构件的铺叠。 自动铺丝技术在航空领域具有代表性的应用有:V-22 飞机的后机身、F-22 和F35 复合材料S 形进气道、波音787 的机身段、A380 后机身，如图8 所示。
3次承力整体结构件制造技术 复合材料结构液体成形方法主要应用于除机翼主承力翼面、机身主承力筒体外的复杂、次承力整体结构成型。液体成形技术主要包括预制体制备和RTM、RFI 及VARI 树脂转移技术。 预制体制备技术指采用织物缝合的方法制成零件结构的骨架的技术。预制体制备是液体转移成形技术的关键环节。缝合预制体采用缝纫机对铺贴好的织物进行缝合，增强织物的纵向连接，满足复合材料抗冲击的要求，采用缝纫的方法连接各零件的叠层块，形成结构的预制体。 缝合设备的选用：对于平板件和曲率小的结构件采用龙门式缝合设备；对于带有复杂外形的结构件采用机械手缝合设备。 RTM 成形方法即树脂转移模塑成形方法：在模具型腔内铺放纤维增强预成形体，抽真空排除预成形体和模腔内的气体，应用压力将树脂注入到闭合的模腔内，直至整个型腔内的纤维增强预成形体完全被浸润，最后进行固化。RTM 技术已广泛应用于次承力整体结构，如垂尾级整体结构制造（图9）。
VARI（真空辅助树脂渗透成形）技术是在RTM 成形工艺的基础上发展起来的另一种成形技术。旨在对预制体件在真空环境下脱气，并实现树脂的流动和对纤维的渗透。通过溢出多余的树脂控制树脂含量，并带走树脂中裹入的气泡，最后在室温或加热条件下进行固化成形。VARI 成形复合材料结构件空隙含量一般比层压板结构件孔隙率低。 VARI 成形工艺由于树脂的流动仅靠真空牵引远远小于RTM 的注射压力，因此成形时，要求树脂粘度更低，流动路径更短。适用于制造室温和中温成形的特大型复合材料构件，图10 为VARI 成形技术的典型应用。
RFI 成形工艺即树脂膜渗透成形，是复合材料液体成形工艺的一种。其主要原理是在预制体与模具之间按结构的要求铺设树脂膜，固化过程中树脂膜受热熔化，在真空及压力作用下树脂液体渗透到预制体相应部位并完成固化成形。RFI 技术已用于A380 的机翼后缘和后压力隔框，波音787 机身的大部分隔框等飞机结构。 结束语 国外复合材料技术较系统的持续发展计划促进了高性能碳纤维、高温高塑性树脂基体和先进的复合材料自动化制造技术、液体成形技术不断发展，推动了复合材料整体结构在飞机上的应用，大幅提升了新一代飞机复合材料用量。国外飞机结构复合材料技术的发展可作为我国新一代飞机结构采用复合材料技术的借鉴。 文章节选自《航空制造技术》杂志，《国外飞机先进复合材料技术》 作者:刘善国 |
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