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一、復(fù)合材料整體成型技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)
復(fù)合材料構(gòu)件逐漸向整體化和大型化的結(jié)構(gòu)發(fā)展成為必然趨勢(shì)，復(fù)合材料整體成型技術(shù)具有諸多優(yōu)點(diǎn)，對(duì)于擴(kuò)大復(fù)合材料在航空領(lǐng)域的應(yīng)用具有深遠(yuǎn)的意義。
1.降低復(fù)合材料構(gòu)件的制造成本
由于整體化成型技術(shù)將諸多零件通過共膠接、共固化、二次膠接等方式整合成一個(gè)或幾個(gè)零件，減少了結(jié)構(gòu)的分段和對(duì)接從而大幅度地減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量。由于復(fù)合材料的成本后是以單位質(zhì)量進(jìn)行計(jì)量，因此減輕質(zhì)量一定會(huì)帶來成本降低的直接效應(yīng)。
2.降低裝配成本，提高裝配的效率和質(zhì)量
整體成型技術(shù)可將幾十萬個(gè)緊固件減少到幾百或幾千個(gè)，從而可大幅度地減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量，降低裝配成本，進(jìn)而降低制件總成本。眾所周知，在復(fù)合材料承力結(jié)構(gòu)的機(jī)械連接中，所用緊固件特殊，多為鈦合金緊固件，成本較高；施工中鉆孔和锪窩難而慢，須用特殊刀具，容差要求嚴(yán)、成本高；裝配中要注意防止電化腐蝕，必須濕裝配，耗時(shí)費(fèi)力、成本高。大量減少緊固件的結(jié)果必然減輕結(jié)構(gòu)因連接帶來的增重，減少諸多因連接帶來的種種麻煩，終獲取的效益是降低成本。在裝配階段，由大型連接而成的部件或整體制造的大型零部件減少了勞動(dòng)力，消除或顯著減少了配合孔的數(shù)量，同時(shí)還具有減重、取消軸向接頭、減少裝配誤差等益處。另外，零部件數(shù)量的減少使供應(yīng)鏈的復(fù)雜性和裝配流程也有所簡(jiǎn)化。這些對(duì)于裝配效率的提高以及制件的終質(zhì)量的提升都有重要的貢獻(xiàn)。
3.有利于實(shí)現(xiàn)高度翼身融合的設(shè)計(jì)
翼身融合就是將機(jī)翼和機(jī)身融為一體，進(jìn)行整體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和整體制造。由于復(fù)合材料整體成型技術(shù)的發(fā)展，使得翼身融合設(shè)計(jì)更易實(shí)現(xiàn)。如美國(guó)的無人作戰(zhàn)飛機(jī)X45-A，即采用高度翼身融合體的無尾式飛翼布局，復(fù)合材料占機(jī)體結(jié)構(gòu)的比例超過50%，大部分構(gòu)件由整體成型技術(shù)；另外無人作戰(zhàn)飛機(jī) X-47A 采用高度翼身融合體的無尾飛翼式布局，全機(jī)結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成，全機(jī)結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成，沿中軸線上下分4大塊制成，充分發(fā)揮了復(fù)合材料整體成型的技術(shù)優(yōu)勢(shì)。
4.有效降低雷達(dá)反射面積，提高飛行器隱身性能
由于采用整體成型的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，大大減少了傳統(tǒng)機(jī)身結(jié)構(gòu)上存在著大量的縫隙、臺(tái)階、緊固件頭，同時(shí)整體成型更有利于機(jī)身的扁平設(shè)計(jì)與制造，這將有效降低飛機(jī)雷達(dá)反射面積。同時(shí)采用整體成型技術(shù)，可以將吸波材料融合在機(jī)體結(jié)構(gòu)外表和內(nèi)部，實(shí)現(xiàn)機(jī)體結(jié)構(gòu)對(duì)雷達(dá)波的吸收，亦可以提高飛機(jī)的隱身性能。
二、復(fù)合材料整體成型技術(shù)工藝手段
一般說來，航空領(lǐng)域復(fù)合材料整體成型的工藝手段主要包括預(yù)浸料—熱壓罐法和液體成型。
1. 預(yù)浸料—熱壓罐法
（1） 共膠接
共膠接也叫膠接共固化，是指一個(gè)或多個(gè)已經(jīng)固化成型與另一個(gè)或多個(gè)尚未固化的預(yù)成型件通過膠粘劑，在一次固化工藝中固化并膠接成1個(gè)整體制件的工藝方法。
其優(yōu)點(diǎn)在于：可以保證先固化零件質(zhì)量，降低了制造整體化結(jié)構(gòu)的風(fēng)險(xiǎn)，工藝可靠性增加；先固化一個(gè)或多個(gè)零件，降低了工藝難度；在膠接共固化過程中屬于軟配硬組合，固化零件與未固化零件配合協(xié)調(diào)性好，膠接質(zhì)量有保證。其缺點(diǎn)主要表現(xiàn)在：與共固化相比，多一次固化，工藝成本相對(duì)較高；制造周期相對(duì)較長(zhǎng)。
（2） 共固化
共固化是指2個(gè)或2個(gè)以上的預(yù)成型件經(jīng)過同一固化一次固化成型為一個(gè)整體構(gòu)件的工藝方法。
共固化的優(yōu)勢(shì)在于：只需要一次固化過程，工藝經(jīng)濟(jì)性好；不需要裝配組件間的協(xié)調(diào)；共固化構(gòu)件的結(jié)構(gòu)整體性好。其局限性主要表現(xiàn)在：共固化對(duì)模具設(shè)計(jì)、制造的精度要求嚴(yán)格，模具一般采用復(fù)合材料模具或殷鋼模具，模具成本高；共固化對(duì)樹脂的工藝性要求比較高，適合中、低溫及小壓力條件下固化的樹脂體系，對(duì)于夾層結(jié)構(gòu)構(gòu)件共固化成型要求樹脂粘性較大；共固化構(gòu)件工藝技術(shù)要求頗高，工藝風(fēng)險(xiǎn)較大；共固化構(gòu)件的尺寸精度控制難,不適合結(jié)構(gòu)復(fù)雜的構(gòu)件。
（3） 二次膠接
二次膠接是指將2個(gè)或多個(gè)已固化的復(fù)合材料零件通過膠接而連在一起的工藝方法。
二次膠接工藝方法的優(yōu)點(diǎn)在于：二次膠接無應(yīng)力集中現(xiàn)象，提高結(jié)構(gòu)的疲勞壽命；二次膠接不需要鉆孔，結(jié)構(gòu)完整性好，密封性能好；零件分次固化，工藝風(fēng)險(xiǎn)小。其主要缺點(diǎn)有：與共固化相比，固化次數(shù)相對(duì)多了2次，經(jīng)濟(jì)性較差；復(fù)合材料構(gòu)件與金屬零件膠接熱應(yīng)力大；二次膠接對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件表面狀態(tài)( 如清潔程度、配合間隙、鋪層角度等) 要求高，對(duì)操作環(huán)境要求也比較高。
2. 液體成型法
（1）
樹脂轉(zhuǎn)移模塑( Resin Transfer Molding，RTM)，是一種在模具型腔內(nèi)鋪置纖維增強(qiáng)預(yù)制體，利用真空或注射裝置提供的壓力將專用樹脂注入閉合的模腔內(nèi)浸潤(rùn)預(yù)制體，進(jìn)行固化成型和脫模的液體成形工藝方法。
RTM主要優(yōu)點(diǎn)有: RTM 成形工藝適合尺寸大、結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜的構(gòu)件；RTM 成形工藝近凈形化能力強(qiáng)； RTM工藝成型的構(gòu)件內(nèi)外表面尺寸精度高，重現(xiàn)性好，孔隙率低，性能穩(wěn)定； RTM成形工藝可適用于多種形式的纖維增強(qiáng)材料；RTM成形工藝減少環(huán)境污染，環(huán)衛(wèi)條件好； RTM 成形工藝適合于批生產(chǎn)量在中等規(guī)模的構(gòu)件。由于降低了成型壓力，總投資低于纏繞、模壓成形等工藝。
其主要不足之處在于： RTM 成 形 工 藝 對(duì) 纖 維 浸 漬 不 夠 充 分； RTM成形工藝需要專用的樹脂基體; RTM 成形工藝需用設(shè)計(jì)和制造要求高的閉合模具。
（2）
樹脂膜熔滲工藝( Resin Transfer Molding，RFI) ，是一種將專用熱固性樹脂膜放在預(yù)制體下，用真空袋封裝代替另一邊模具，放入烘箱或熱壓罐中在溫度和壓力作用下樹脂膜熔化流動(dòng)浸漬預(yù)制體，完成充模并升溫固化成型的液體成形工藝方法。
該工藝方案優(yōu)點(diǎn)有: RFI成形工藝適用于制造大型復(fù)合材料構(gòu)件和形狀復(fù)雜的構(gòu)件；RFI 工藝成型的構(gòu)件纖維含量高、孔隙率極低、工藝重現(xiàn)性好； RFI 工藝成型壓力低，生產(chǎn)周期短，勞動(dòng)強(qiáng)度低，對(duì)模具材料和設(shè)備要求低；RFI 成形工藝不需制備預(yù)浸料，揮發(fā)份少，環(huán)境健康條件好。其不足之處在于：RFI成型工藝對(duì)樹脂膜的要求比較高，適用的樹脂種類較少。
真空輔助成形工藝( Vacuum Assisted Resin Infusion，VARI)，是一種在真空狀態(tài)下排除纖維增強(qiáng)預(yù)制體中的氣體，通過樹脂流動(dòng)、滲透、對(duì)預(yù)制體浸漬，并在室溫下固化或在烘箱內(nèi)加熱固化成形的液體成形工藝方法。
該工藝方案的優(yōu)勢(shì)有: VARI工藝適合成型大厚度、大尺寸的復(fù)合材料構(gòu)件；僅需要在真空條件下不漏氣的單面模具；VARI 成形工藝不需要額外成型壓力，僅需要用密封真空袋保證的真空度，制造成本較低；VARI 成形工藝作業(yè)溫度低，經(jīng)高溫處理后可在較高溫度下使用;VARI工藝成形的構(gòu)件力學(xué)性能較好、纖維含量較高、孔隙含量低；VARI 成形工藝設(shè)備投資低、設(shè)備使用費(fèi)用低、生產(chǎn)周期短、能源消耗低、人工費(fèi)用低。其缺點(diǎn)在于： VARI 成形工藝對(duì)樹脂基體的要求較嚴(yán)格。
三、復(fù)合材料整體成型技術(shù)在航空領(lǐng)域的應(yīng)用
1 .國(guó)外復(fù)合材料整體成型技術(shù)在航空器上的應(yīng)用
美國(guó)新裝備的F-35 戰(zhàn)斗機(jī)大量使用復(fù)合材料，為達(dá)到高度的翼身融合設(shè)計(jì)，采用了左右上蒙皮與機(jī)身為一體的翼身融合壁板，整個(gè)壁板采用采用整體化成型技術(shù)制造（如圖1所示）。
圖1 F-35翼身融合壁板
美國(guó)鷹戰(zhàn)略無人偵察機(jī)翼（如圖2所示）結(jié)構(gòu)采用4梁式承扭盒，翼展超過34 m，主結(jié)構(gòu)采用預(yù)浸料熱-壓罐固化成型，梁和蒙皮分別固化后二次膠接，無緊固件，簡(jiǎn)化了密封和裝配，提高飛機(jī)的隱身性。
圖2 鷹機(jī)翼整體化制造
日本F2戰(zhàn)機(jī)共用18%的復(fù)合材料，其機(jī)翼、垂尾、平尾等都采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，其中機(jī)翼壁板采用共固化技術(shù)，將蒙皮、梁和肋鋪疊完成后共固化，實(shí)現(xiàn)綜合減重約250kg，突出顯示出整體成型技術(shù)的減重優(yōu)勢(shì)。
AV8B前機(jī)身采用整體化成型技術(shù)，將零件數(shù)由237減少到88件；連接件數(shù)由6 400個(gè)減少到2 450個(gè)。B-2隱形轟炸機(jī)（如圖3所示）整個(gè)機(jī)身，除主梁和發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)艙使用的是金屬材料外，其它部分均由高性能復(fù)合材料構(gòu)成，其機(jī)翼和翼身融合的一體化壁板采用共固化技術(shù)成型，壁板上共固化有多個(gè)翼肋和前后梁，總面積為19.8m×3.66m。采用這樣的整體成型技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了高度翼身融合，使整機(jī)體外形光滑圓順，毫無“折皺”，大大減少了雷達(dá)波反射。
圖3 B-2隱形轟炸機(jī)
在民機(jī)方面，A340垂直安定面較早地采用了整體成型技術(shù)，零件數(shù)2 000件減少到100件，簡(jiǎn)化了裝配流程。美國(guó)雷神公司相Ⅰ號(hào)7座公務(wù)機(jī)機(jī)身采用復(fù)合材料整體化成型技術(shù)，零件數(shù)16 000件減少到6 000件，極大地減少了緊固件的使用，大大降低了裝配成本，減輕了質(zhì)量，提高了疲勞壽命。
B787大型客機(jī)（如圖4所示）復(fù)合材料用量達(dá)到機(jī)體機(jī)構(gòu)重量的50%。波音（Boeing）公司針對(duì)機(jī)身的整體筒狀結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)了一種可360°旋轉(zhuǎn)的筒狀組合式工裝，在工裝上相對(duì)于機(jī)身帽型長(zhǎng)桁位置開設(shè)了長(zhǎng)桁凹槽，先將預(yù)制好的帽型長(zhǎng)桁毛坯件放入壁板工裝的長(zhǎng)桁內(nèi)槽中，然后放入支撐用的芯模，而蒙皮采用纖維絲束鋪放技術(shù)制造。蒙皮與長(zhǎng)桁采用共固化或二次膠接成型，整體成型的機(jī)身段省去1 500塊鋁合金板料零件和4萬～5萬個(gè)連接件。
圖4 B787機(jī)身整體化成型
B787機(jī)翼翼展長(zhǎng)可達(dá)63m（如圖5所示），為復(fù)合材料加筋壁板結(jié)構(gòu)。采用共膠接整體成型。工型長(zhǎng)桁先固化成型并機(jī)械加工到凈尺寸，然后與鋪疊好的機(jī)翼蒙皮膠接成型，通過高強(qiáng)度膠黏劑來提高長(zhǎng)桁與蒙皮之間的界面強(qiáng)度。這種方案的優(yōu)點(diǎn)是長(zhǎng)桁成型工裝相對(duì)簡(jiǎn)單易操作，能較好控制固化過程中的變形，制造風(fēng)險(xiǎn)相對(duì)較低。
圖5 B787共膠接成型機(jī)翼
而另一大型飛機(jī)生產(chǎn)商Airbus公司為抗衡Boeing的B787，研發(fā)的A350WB客機(jī)（如圖6所示）復(fù)合材料用量達(dá)到52%，且大量采用整體成型技術(shù)。A350WB的復(fù)合材料機(jī)身非筒段，而是分成了4塊相比B787機(jī)身段更長(zhǎng)的條狀壁板，機(jī)身中段長(zhǎng)達(dá)到20 m。機(jī)身壁板工裝開設(shè)定位成型帽型長(zhǎng)桁的凹槽，蒙皮采用纖維絲束鋪放制造，與長(zhǎng)桁共固化成型，然后機(jī)械裝配成筒段，減小了機(jī)身制造的難度和風(fēng)險(xiǎn)。
圖6 A350WB機(jī)身成型
而A350WB機(jī)翼長(zhǎng)32 m，翼根部分寬6 m，重約2 t，是現(xiàn)有的大的復(fù)合材料構(gòu)件。
A350WB（如圖7所示）機(jī)翼壁板上的長(zhǎng)桁總長(zhǎng)度約300 m，也是采用與蒙皮共膠接整體化成型工藝制造（如圖8所示）。其制造具體流程為：先采用自動(dòng)鋪帶技術(shù)將預(yù)浸料鋪疊成平板狀，然后依據(jù)長(zhǎng)桁外形尺寸裁剪成條狀，在特殊成型工具將條狀毛坯料制成長(zhǎng)桁終形狀，然后熱壓罐固化成型。將成型后的長(zhǎng)桁人工鋪敷膠黏劑后，利用激光定位設(shè)備在未固化的蒙皮上定位，終共膠接整體成型。
圖7 A350WB中機(jī)身共固化制造
圖8 A350WB機(jī)翼共膠接制造
2. 國(guó)內(nèi)復(fù)合材料整體成型技術(shù)在航空器上的應(yīng)用
隨著我國(guó)航空領(lǐng)域飛機(jī)設(shè)計(jì)水平的逐步提高和新型復(fù)合材料的不斷出現(xiàn)，復(fù)合材料逐步應(yīng)用于主承力構(gòu)件。當(dāng)前，先進(jìn)復(fù)合材料整體構(gòu)件已在我國(guó)自主設(shè)計(jì)的軍民機(jī)上，包括鴨翼、垂直安定面、水平安定面、升降舵及方向舵等構(gòu)件進(jìn)行批量應(yīng)用，可以大幅度提高我國(guó)航空復(fù)合材料技術(shù)水平，尤其在無人機(jī)領(lǐng)域，復(fù)合材料整體構(gòu)件應(yīng)用更為廣泛。隨著復(fù)合材料應(yīng)用的越來越廣泛，整體成型技術(shù)在國(guó)內(nèi)復(fù)合材料航空構(gòu)件研制過程中越來越成熟。
國(guó)內(nèi)飛機(jī)運(yùn)用整體化成型的復(fù)合材料構(gòu)件包括整體化機(jī)身，機(jī)身球面框、尾椎壁板、機(jī)翼、平尾、垂尾和鴨翼等部件（如圖9所示）。
整體化機(jī)身結(jié)構(gòu)、C919機(jī)身球面框、復(fù)合材料尾椎壁板
圖9 國(guó)內(nèi)飛機(jī)整體化制造技術(shù)實(shí)例
國(guó)內(nèi)在復(fù)合材料整體成型技術(shù)方面的研究日臻成熟，已成功采用共膠接、共固化和二次膠接等技術(shù)研制出大尺寸復(fù)合材料加筋壁板，包括帽型加筋壁板、工型加筋和T型加筋壁板、多墻整體壁板/盒段，突破了大型、多曲面、變厚度、異型長(zhǎng)桁類復(fù)合材料構(gòu)件的成體成型技術(shù)。同時(shí)研發(fā)團(tuán)隊(duì)開發(fā)了可實(shí)現(xiàn)“零吸膠、常溫加壓”工藝的環(huán)氧和雙馬來酰亞胺預(yù)浸料，突破了大尺寸/整體化復(fù)合材料構(gòu)件成型時(shí)溫差大、加壓窗口對(duì)構(gòu)件質(zhì)量影響的技術(shù)瓶頸，為大尺寸/整體化復(fù)合材料構(gòu)件的制造奠定了基礎(chǔ)。
當(dāng)然，和歐美等發(fā)達(dá)相比，我國(guó)航空復(fù)合材料整體成型技術(shù)的運(yùn)用相對(duì)較少，工藝技術(shù)水平相對(duì)較低，自動(dòng)化水平相對(duì)低下，制件質(zhì)量及性能有待提升，研制成本相對(duì)較高。為了應(yīng)對(duì)航空制造業(yè)的發(fā)展要求，應(yīng)該大力開展整體成型技術(shù)的相關(guān)研究，以實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料整體成型技術(shù)的跨越式發(fā)展。
三、復(fù)合材料整體成型技術(shù)應(yīng)用存在的問題
復(fù)合材料整體化成型技術(shù)的應(yīng)用大大促進(jìn)了航空復(fù)合材料的運(yùn)用和航空工業(yè)的發(fā)展。通過對(duì)復(fù)合材料整體成型技術(shù)的分析和評(píng)估，現(xiàn)階段復(fù)合材料整體化技術(shù)的運(yùn)用也存在一些問題。
一般而言，整體成型中用到的模具較復(fù)雜，需要關(guān)注分體模和整體模的設(shè)計(jì)以及模具定位精度的控制。對(duì)于大尺寸整體構(gòu)件往往需要殷瓦鋼模具，成本較高。在整體化技術(shù)不太成熟，應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)不夠成熟時(shí)，往往會(huì)增加制造過程中的質(zhì)量風(fēng)險(xiǎn)，造成后期維修的困難，反而不利于成本的降低。同時(shí)對(duì)于整體化蜂窩夾層結(jié)構(gòu)工藝方法有共固化和二次膠接，共固化工藝中，樹脂流動(dòng)性太好會(huì)造成流膠過多導(dǎo)致面板貧膠，成型壓力過大則容易造成上面板凹陷，蜂窩失穩(wěn)，滑移；壓力較小容易造成面板缺陷及弱膠接。為了有效控制成型質(zhì)量，須根據(jù)結(jié)構(gòu)及材料體系來合理制定工藝。二次膠接中也易產(chǎn)生骨架與蒙皮間隙配合不好造成應(yīng)力集中，膠接過程中產(chǎn)生過多熱應(yīng)力以及蜂窩滑移等問題。
從國(guó)內(nèi)外整體化復(fù)合材料構(gòu)件的研制和生產(chǎn)應(yīng)用來看，主要采用預(yù)浸料-熱壓罐工藝。
基于整體構(gòu)件的尺寸相對(duì)較大，這就需要昂貴的大型熱壓罐，這就導(dǎo)致前期投入的設(shè)備成本極高，而且日常的維護(hù)費(fèi)用也不菲。因此，在確定零部件進(jìn)行整體成型時(shí)，需要考慮適應(yīng)于更大型結(jié)構(gòu)件成形的熱壓罐的高造價(jià)問題，同時(shí)還有設(shè)備采購(gòu)、建造、安裝和后期維護(hù)的問題。所以在復(fù)合材料構(gòu)件整體化過程中面對(duì)價(jià)格高昂的大型熱壓罐，需要尋求減少或淘汰熱壓罐使用的工藝技術(shù)，包括開發(fā)低壓低溫固化的材料體系及其工藝，開發(fā)低成本、低孔隙率的液體成型技術(shù)。
后，隨著整體化成型技術(shù)的成熟，大型航空復(fù)合材料構(gòu)件在裝配過程中需考慮子系統(tǒng)的集成時(shí)運(yùn)載裝置的問題和集成安裝的問題。通常采用分段裝配，裝配線比較容易鋪展開來，各種加工操作有足夠的空間。采用整體結(jié)構(gòu)后，裝配空間有限，這勢(shì)必延長(zhǎng)系統(tǒng)及零部件安裝的進(jìn)程。整體化構(gòu)件同時(shí)對(duì)裝配的要求越來越高，以及要求裝配工序的容錯(cuò)率極低。同時(shí)考慮到航空部件化生產(chǎn)的現(xiàn)狀，整體化、大型化的構(gòu)件對(duì)于運(yùn)輸和周轉(zhuǎn)提出了更高的要求，在運(yùn)輸和周轉(zhuǎn)過程的風(fēng)險(xiǎn)也增大。使用整體結(jié)構(gòu)件帶來的另一個(gè)問題是，在飛機(jī)裝配或使用過程中維修費(fèi)用增加。在目前分段式制造過程中，如果某部件損壞，只需在生產(chǎn)流程的下游用新部件替換，整個(gè)裝配流水線就可繼續(xù)生產(chǎn)；而如果一個(gè)大型整體結(jié)構(gòu)損壞，除非更換整個(gè)受損結(jié)構(gòu)，否則整個(gè)裝配線就得停下。在飛行器使用過程中，大型整體結(jié)構(gòu)部件的相關(guān)維修或更換費(fèi)用更高，維修的周期也會(huì)延長(zhǎng)。
四、結(jié)語
總之，航空復(fù)合材料構(gòu)件逐漸向整體化發(fā)展已經(jīng)成為必然趨勢(shì)。一方面整體化和大型化能更好發(fā)揮復(fù)合材料的優(yōu)點(diǎn)和特點(diǎn)，能夠進(jìn)一步減輕質(zhì)量，提高構(gòu)件質(zhì)量，減少緊固件數(shù)量，降低裝配成本；同時(shí)，復(fù)合材料的設(shè)計(jì)和制造特點(diǎn)也便于實(shí)現(xiàn)構(gòu)件的整體化。在航空產(chǎn)品中使用復(fù)合材料整體化技術(shù)所帶來的效益已獲得廣泛共識(shí)，整體化成型技術(shù)所運(yùn)用的工藝方法也越來越多，越來越趨向自動(dòng)化，如自動(dòng)鋪絲、自動(dòng)鋪帶技術(shù)的運(yùn)用。在國(guó)內(nèi)外各型飛機(jī)上，整體成型技術(shù)已經(jīng)運(yùn)用到機(jī)身、機(jī)翼等主承力構(gòu)件的制造中。當(dāng)然復(fù)合材料整體成型技術(shù)的運(yùn)用也存在著一些技術(shù)和制造成本的問題，這也將推動(dòng)復(fù)合材料整體成型技術(shù)向高效、自動(dòng)化、低成本方向發(fā)展。