26航空制造技术2011 年第 20 期专 稿FEATURE方面， 呈现出以预浸料 - 热压罐工艺 为主， 积极开发液体成型工艺及其他 低成本成型工艺的态势， 对复合材料 构件的制造综合考虑性能 / 成本因 素； 在结构方面， 随着全复合材料飞 机4设计理念的广泛认知， 复合材料 已逐渐在主承力结构上站稳了脚跟， 而且， 为了进一步将复合材料的优点 充分发挥， 飞机结构设计越来越趋向 于整体化和大型化。 复合材料在主承力结构上的应 用技术是体现航空复合材料水平及 应用程度的重要标志。目前复合材 料主承力构件仍是以预浸料 - 热压 罐工艺为主。基于此， 本文旨在介绍 目前与航空预浸料 - 热压罐工艺相 关的复合材料技术。主承力结构用预浸料1 高性能复合材料体系航空预浸料 - 热压罐工艺 复合材料技术应用概况中航工业北京航空制造工程研究所 梁宪珠 孙占红 张 铖 刘天舒虽然近年来各种各样的低成本制造技术层出不穷， 也 在航空飞行器复合材料结构制造当中得到较大的应用， 但 预浸料 - 热压罐工艺仍以其优异的产品质量占据着重要 的地位。且随着自动化、 数字化水平的不断提高及相关技 术的不断完善， 其一直让人诟病的成本高、 周期长的缺点 也逐渐得到了改善， 并被相关领域的人们所接受。Application Status of Prepreg-Autoclave Composites Technology in Aviation先进复合材料自问世以来， 由于 其轻质、 高强、 耐疲劳、 耐腐蚀等诸 多优势， 一直在航空材料领域得到重 视。随着近几十年来的发展， 尤其是 最近 10 年在大型飞机上井喷式的应 用， 先进复合材料已经证明了其在未来航空领域的重要地位， 它在飞机 上的用量和应用部位也已经成为衡 量飞机结构先进性的重要标志之一1。如目前代表世界最先进战机的美国 F-22 和 F-35， 其复合材料占飞机 结构重量达到了 26%（F-22 机身、 机翼、 襟翼、 垂尾、 副翼、 口盖、 起落架 舱门； F-35 机身、 机翼、 进气道、 操纵 面、 副翼、 垂尾） ， 欧洲 EF-2000 战机 更是达到了 35%40%（机翼、 垂尾、 方向舵）2； 民机领域的两大巨头波 音和空客， 在其最新型的大型客机波 音 787、 A350XWB 机型中， 大幅使用 复合材料， 分别达到 50% 和 52%3, 在机身主承力结构中， 除一些特殊需 要外， 基本上实现了全复合材料化。 从当前新机型的复合材料应用 来看， 航空复合材料具备以下几个方 面的特点： 在材料方面， 飞机主承力 结构应用高韧性复合材料；在工艺梁宪珠 毕业于北京航空航天大学飞行器 设计专业， 研究员， 毕业至今一直从事 飞行器复合材料制造技术研究工作， 主持完成了多个型号的尾翼、 机翼和 机身复合材料结构的制造技术攻关项 目和预研课题。荣获集团科技进步奖 一等奖 3 项、 二等奖 2 项、 三等奖 2 项， 国防科技进步奖二等奖 1 项、 三等奖 1 项。2011 年第 20 期航空制造技术27专 稿FEATURE“设计是主导， 材料是基础， 工艺 是关键”5。复合材料的制造技术与材料的发展息息相关。航空预浸料 - 热压罐工艺高性能复合材料到目前 已经历了 3 个阶段。 第一阶段的复合材料采用通用 T300 级碳纤维和未增韧热固性树 脂， 具有明显的脆性材料特征， 主要 用于飞机承力较小的结构件。第二 阶段的复合材料其韧性有了较大改 善， 应用范围扩大到垂尾、 方向舵和 平尾等部件。第三阶段的复合材料 为高韧性复合材料， 其应用扩大到机 翼、 机身等主承力结构。为了将复合 材料应用于飞机主承力结构， 波音公 司首先提出了高韧性复合材料预浸 料标准 BMS8-276， 概述了主承力结 构复合材料性能目标， 并提出采用冲击后压缩强度 （CAI） 作为复合材料 结构应用性能的评价指标。据此波 音公司进一步提出改进通用碳纤维 性能， 要求碳纤维拉伸弹性模量提高 30%、 拉伸强度提高 50%， 同时， 开发 高抗分层能力的韧性树脂基体， 以 将复合材料结构设计许用应变提高 到 0.6%0.8%。1985 年 NASA 发布 RP1142 碳纤维 / 热固性韧性树脂复 合材料标准规范。1989 年中模 / 高 强碳纤维 T800 达到波音公司碳纤维 材料标准 BMS9-17 要求， 并与同期 研发的 180固化高韧性环氧树脂 构成的复合材料 ( 如 T800H/3900-2) 达到波音公司材料标准 BMS8-276 要求6。国外部分飞机主要复合材料结构设计选材见表 1。国内复合 材料体系的发展也同样经历相应的阶段， 目前已在韧性复合材料体系上 取得一定的成果。国内外部分复合 材料性能如表 2、 表 3 所示。 2 预浸料工艺性 随着预浸料 - 热压罐工艺在航 空主承力复合材料结构上的应用， 结构设计逐渐趋于大型化和整体化， 其目的是为了更好地发挥复合材料 的优势、 降低成本和减轻重量。但由 此也带来了相关构件制造上的困难。 如过去热固性预浸料的固化过程需 要吸胶， 在预浸料升到一定温度并保 持一段时间后才能对其施加压力， 以 保证制件的质量。随着复合材料构 件大型化和整体化程度的不断提升， 其在热压罐内固化过程中的温度场 分布也变得越来越不均匀， 如还采用 传统的保温再加压的固化工艺， 则难 以保证预浸料加压带的要求， 从而导 致制件制造质量的下降和固化成型 时间的增加。 为解决这一问题， 需要改善预 浸料本身的工艺特征， 以适应复合 材料结构变化所带来的新需求。为 此， 国内外通过大量的研究， 均已开 发出多种可实现 “零吸胶” 、“常温加 压” 工艺的预浸料， 从而保证了热压 罐工艺复合材料制件的质量一致性， 并减少了进罐时间。国内开发的环 氧树脂预浸料碳 /BA9918 预浸料、 碳 /BA9916-II 预浸料、 CCF300/ BA9916-II 预浸料和双马树脂预浸 料 CCF300/QY9511、 碳 /QY9611， 都可做到 “零吸胶” 、“常温加压” ， 部 分预浸料已用于多个型号产品的生 产。航空复合材料主承力结构的 预浸料 - 热压罐成型工艺1 整体化成型工艺 随着复合材料结构设计的发展， 考虑进一步减重和降低成本， 航空复 合材料主承力结构件已越来越倾向 于使用整体化制造工艺， 将多个构件 一体化制造， 以减少复合材料之间的机型部位预浸料A380水平安定面翼盒蒙皮 垂直安定面翼盒蒙皮 中机身翼盒蒙皮T800S/ Hexply M21 IM600/ Cytec 977-2后机身蒙皮AS4/ Hexply 8552波音 787机身筒形件 机翼壁板T800S/3900-2F-22机翼蒙皮IM7/5250-4表1 国外部分飞机主要复合材料结构设计选材7-8性能碳 /QY9611IM-7/5250-4CCF300/QY9511室温150 / 湿室温室温150 / 湿CAI/MPa322/214239/开孔拉伸强度 /MPa529511441396356开孔压缩强度 /MPa377278310390248表2 国内外部分双马树脂基韧性复合材料性能9注： CAI 值的冲击能量为 4.45J/mm。性能碳 /BA9918CCF300/BA9916-IIT800 级 /X850室温室温室温CAI/MPa313260315开孔拉伸强度 /MPa535331532开孔压缩强度 /MPa301351277表3 国内外部分环氧基韧性复合材料性能注： CAI 值冲击能量为 6.67J/mm。28航空制造技术2011 年第 20 期专 稿FEATURE装配连接。目前， 预浸料 - 热压罐工 艺的整体化制造技术可分为共固化、 共胶接和二次胶接 3 种方案。每种 均有各自的特点， 因此需根据实际的 结构和工艺要求来选择相应的整体 化制造技术。 在整体化制造中， 各构件之间连 接区域的制造质量得以保证是其中 最为关键的环节， 因为它往往是整个 结构最为薄弱的环节。如盒段整体 结构中， 骨架与蒙皮连接的 R 区 （T 形或 形接头的拐角区域） ， 与金属 相比， 其弱点是承受面外载荷的能力 较差， 因此需要使用一些手段对该位 置面外拉伸方向的性能进行加强。 从目前的研究来看， Z-PIN、 缝合技 术虽然能改善面外拉伸性能， 但其对 结构的面内力学性能有一定的影响。 针对整体化结构 R 区的面外承 载能力弱的特点， 国内有关研究在 这方面独辟蹊径， 从提高材料性能 的角度， 开发了 ZXC195、 ZXC190、 ZXC185 等系列增强芯材。该类增强 芯材主要通过改善整体结构中 R 区 材料的韧性， 来提高整体结构接头的 面外承载能力， 因此对于该区域结构 的面内性能没有任何影响。目前， 部 分增强芯材已完成了相关整体化结 构的工程应用， 并取得了很好的应用 效果10。2 各主承力结构成型工艺 2.1 壁板类成型工艺 飞机复合材料壁板主要用于飞 机尾翼、 机翼和非筒体成型的机身。 该类结构主要由蒙皮和长桁组成。 由于复合材料结构设计经历过等代 设计， 早期复合材料制造的壁板通常 是由各自成形好的蒙皮和长桁通过 机械连接组装而成。这样的方式增 加了结构的自重， 不能很好地发挥复 合材料的优点。随着复合材料整体 化制造技术的出现， 壁板类复合材料 结构也逐渐摆脱了机械连接， 实现了 一体化制造。其制造工艺方案主要 有以下几类。（1） 蒙皮与长桁共固化。 分别铺叠蒙皮和长桁；通过模 具工装将其组合在一起， 接触面铺胶 膜 （或不铺胶膜） ；之后整体进热压 罐完成共固化。 （2） 蒙皮先固化， 再与长桁共胶 接。 先蒙皮固化； 铺叠长桁， 通过模 具工装将其固定在已固化好的蒙皮 上， 接触面铺胶膜， 之后进罐完成共 胶接。 （3） 长桁先固化， 再与蒙皮共胶 接。 先固化长桁， 并进行必要的机 加； 铺叠蒙皮， 通过模具工装将固化 的长桁与其组装， 接触面铺胶膜， 之 后进热压罐完成共胶接。 （4） 二次胶接。 分别固化蒙皮和长桁；将长桁 进行必要的加工；通过模具工装将 蒙皮与长桁组装， 接触面铺胶膜， 之 后进热压罐完成二次胶接。 （5） 混合工艺。 该工艺主要用于结构复杂的壁 板结构。其制造工艺根据蒙皮和加 筋的先后固化顺序分为多种工艺方 案， 统称为混合工艺。图 1 为采用混 合工艺成型的国内某纵横向加筋机 身壁板。以上的壁板类制造工艺方案各 自具有不同的优缺点， 在实际的工艺 方案制定时， 设计人员需要考虑具体 的情况和相应的工程经验， 来选用不 同的成型工艺。 2.2 大长细比长桁和 C 形梁成型工艺 在飞行器复合材料构件中， 有一 类大长细比的结构件， 如机翼长桁、 机翼 C 形梁、 机身长桁、 机身地板梁 等。这类构件结构虽然相对简单， 但 却无法使用自动铺带设备直接铺叠 出毛坯， 如果用手工铺叠却又不能在 成本和周期上满足批量生产的要求。 基于这类构件的结构特征， 国内外工 艺研发人员相继开发出了基于自动 铺带技术的适用于大长细比构件的 毛坯制备工艺。 （1） 隔膜成型。 隔膜成型工艺是在欧洲推出的 ALCAS 计划中， 开发的一种用于加 工飞机前梁的一种典型成型工艺方 法。隔膜成型原是一种为热塑性复 合材料开发的成型工艺， 后发现用于 热固性复合材料具有很广泛的用途。 它具有成型过程中纤维不易滑动、 不 易产生皱褶的特殊功效， 非常适于加 工大型飞机机翼前梁的C形截面11。在近年推出的 A400M 飞机的 C 形前 梁的毛坯制备采用了这种工艺方法。需要指出的是， 该工艺方法并非 针对所有的预浸料都适用， 相应的树 脂应具有一定的流动性。有资料表 明， 空客 A350XWB 在选材中由于坚 持选用三代增韧的 M21E/IMA 预浸 料， 其所用树脂是用热塑性