航空復合材料整體成型技術應用現狀與分析
復合材料由于高比強度、高比剛度、性能可設計、抗疲勞性和耐腐蝕性好等優點，因此越來越廣泛地應用于各類航空飛行器,大大地促進了飛行器的輕量化、高性能化、結構功能一體化。復合材料的應用部位已由非承力部件及次承力部件發展到主承力部件，并向大型化、整體化方向發展，先進復合材料的用量已成為航空器先進性的重要標志。復合材料整體成型是指采用復合材料的共固化（Co-curing）、共膠接（Co-bonding）、二次膠接（Secondary bonding）或液體成型等技術和手段，大量減少零件和緊固件數目，從而實現復合材料結構從設計到制造一體化成型的相關技術。在復合材料結構的設計和制造過程中，將幾十甚至上百個零件減少到一個或幾個零件，減少分段、減少對接、節省裝配時間，可大幅度地減輕結構質量，并降低結構成本，而且充分利用了固化前復合材料靈活性的特點。國內外航空領域廣泛地采用整體成型復合材料主構件，如諾?格公司的B2轟炸機、波音（Boeing）公司的787飛機和洛?馬公司的F35戰斗機均在機身和機翼部件中大量運用整體成型復合材料，整體成型結構已經成為挖掘復合材料結構效率，實現復合材料功能結構一體化以及降低復合材料制造成本的大方向。
一、復合材料整體成型技術的優點
復合材料構件逐漸向整體化和大型化的結構發展成為必然趨勢，復合材料整體成型技術具有諸多優點，對于擴大復合材料在航空領域的應用具有深遠的意義。
1.降低復合材料構件的制造成本
由于整體化成型技術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或幾個零件，減少了結構的分段和對接從而大幅度地減少結構質量。由于復合材料的成本后是以單位質量進行計量，因此減輕質量一定會帶來成本降低的直接效應。
2.降低裝配成本，提高裝配的效率和質量
整體成型技術可將幾十萬個緊固件減少到幾百或幾千個，從而可大幅度地減少結構質量，降低裝配成本，進而降低制件總成本。眾所周知，在復合材料承力結構的機械連接中，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、成本高；裝配中要注意防止電化腐蝕，必須濕裝配，耗時費力、成本高。大量減少緊固件的結果必然減輕結構因連接帶來的增重，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力，消除或顯著減少了配合孔的數量，同時還具有減重、取消軸向接頭、減少裝配誤差等益處。另外，零部件數量的減少使供應鏈的復雜性和裝配流程也有所簡化。這些對于裝配效率的提高以及制件的終質量的提升都有重要的貢獻。
3.有利于實現高度翼身融合的設計
翼身融合就是將機翼和機身融為一體，進行整體結構設計和整體制造。由于復合材料整體成型技術的發展，使得翼身融合設計更易實現。如美國的無人作戰飛機X45-A，即采用高度翼身融合體的無尾式飛翼布局，復合材料占機體結構的比例超過50%，大部分構件由整體成型技術；另外無人作戰飛機 X-47A 采用高度翼身融合體的無尾飛翼式布局，全機結構由復合材料制成，全機結構由復合材料制成，沿中軸線上下分4大塊制成，充分發揮了復合材料整體成型的技術優勢。
4.有效降低雷達反射面積，提高飛行器隱身性能
由于采用整體成型的復合材料結構，大大減少了傳統機身結構上存在著大量的縫隙、臺階、緊固件頭，同時整體成型更有利于機身的扁平設計與制造，這將有效降低飛機雷達反射面積。同時采用整體成型技術，可以將吸波材料融合在機體結構外表和內部，實現機體結構對雷達波的吸收，亦可以提高飛機的隱身性能。
二、復合材料整體成型技術工藝手段
一般說來，航空領域復合材料整體成型的工藝手段主要包括預浸料—熱壓罐法和液體成型。
1. 預浸料—熱壓罐法
（1） 共膠接
共膠接也叫膠接共固化，是指一個或多個已經固化成型與另一個或多個尚未固化的預成型件通過膠粘劑，在一次固化工藝中固化并膠接成1個整體制件的工藝方法。
其優點在于：可以保證先固化零件質量，降低了制造整體化結構的風險，工藝可靠性增加；先固化一個或多個零件，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調性好，膠接質量有保證。其缺點主要表現在：與共固化相比，多一次固化，工藝成本相對較高；制造周期相對較長。
（2） 共固化
共固化是指2個或2個以上的預成型件經過同一固化一次固化成型為一個整體構件的工藝方法。
共固化的優勢在于：只需要一次固化過程，工藝經濟性好；不需要裝配組件間的協調；共固化構件的結構整體性好。其局限性主要表現在：共固化對模具設計、制造的精度要求嚴格，模具一般采用復合材料模具或殷鋼模具，模具成本高；共固化對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，對于夾層結構構件共固化成型要求樹脂粘性較大；共固化構件工藝技術要求頗高，工藝風險較大；共固化構件的尺寸精度控制難,不適合結構復雜的構件。
?。?） 二次膠接
二次膠接是指將2個或多個已固化的復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點在于：二次膠接無應力集中現象，提高結構的疲勞壽命；二次膠接不需要鉆孔，結構完整性好，密封性能好；零件分次固化，工藝風險小。其主要缺點有：與共固化相比，固化次數相對多了2次，經濟性較差；復合材料構件與金屬零件膠接熱應力大；二次膠接對復合材料構件表面狀態( 如清潔程度、配合間隙、鋪層角度等) 要求高，對操作環境要求也比較高。
2. 液體成型法
（1）
樹脂轉移模塑( Resin Transfer Molding，RTM)，是一種在模具型腔內鋪置纖維增強預制體，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浸潤預制體，進行固化成型和脫模的液體成形工藝方法。
RTM主要優點有: RTM 成形工藝適合尺寸大、結構比較復雜的構件；RTM 成形工藝近凈形化能力強； RTM工藝成型的構件內外表面尺寸精度高，重現性好，孔隙率低，性能穩定； RTM成形工藝可適用于多種形式的纖維增強材料；RTM成形工藝減少環境污染，環衛條件好； RTM 成形工藝適合于批生產量在中等規模的構件。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 纖 維 浸 漬 不 夠 充 分； RTM成形工藝需要專用的樹脂基體; RTM 成形工藝需用設計和制造要求高的閉合模具。
?。?）
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浸漬預制體，完成充模并升溫固化成型的液體成形工藝方法。
該工藝方案優點有: RFI成形工藝適用于制造大型復合材料構件和形狀復雜的構件；RFI 工藝成型的構件纖維含量高、孔隙率極低、工藝重現性好； RFI 工藝成型壓力低，生產周期短，勞動強度低，對模具材料和設備要求低；RFI 成形工藝不需制備預浸料，揮發份少，環境健康條件好。其不足之處在于：RFI成型工藝對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)，是一種在真空狀態下排除纖維增強預制體中的氣體，通過樹脂流動、滲透、對預制體浸漬，并在室溫下固化或在烘箱內加熱固化成形的液體成形工藝方法。
該工藝方案的優勢有: VARI工藝適合成型大厚度、大尺寸的復合材料構件；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 成形工藝作業溫度低，經高溫處理后可在較高溫度下使用;VARI工藝成形的構件力學性能較好、纖維含量較高、孔隙含量低；VARI 成形工藝設備投資低、設備使用費用低、生產周期短、能源消耗低、人工費用低。其缺點在于： VARI 成形工藝對樹脂基體的要求較嚴格。
三、復合材料整體成型技術在航空領域的應用
1 .國外復合材料整體成型技術在航空器上的應用
美國新裝備的F-35 戰斗機大量使用復合材料，為達到高度的翼身融合設計，采用了左右上蒙皮與機身為一體的翼身融合壁板，整個壁板采用采用整體化成型技術制造（如圖1所示）。
圖1 F-35翼身融合壁板
美國鷹戰略無人偵察機翼（如圖2所示）結構采用4梁式承扭盒，翼展超過34 m，主結構采用預浸料熱-壓罐固化成型，梁和蒙皮分別固化后二次膠接，無緊固件，簡化了密封和裝配，提高飛機的隱身性。
圖2 鷹機翼整體化制造
日本F2戰機共用18%的復合材料，其機翼、垂尾、平尾等都采用復合材料結構，其中機翼壁板采用共固化技術，將蒙皮、梁和肋鋪疊完成后共固化，實現綜合減重約250kg，突出顯示出整體成型技術的減重優勢。
AV8B前機身采用整體化成型技術，將零件數由237減少到88件；連接件數由6 400個減少到2 450個。B-2隱形轟炸機（如圖3所示）整個機身，除主梁和發動機機艙使用的是金屬材料外，其它部分均由高性能復合材料構成，其機翼和翼身融合的一體化壁板采用共固化技術成型，壁板上共固化有多個翼肋和前后梁，總面積為19.8m×3.66m。采用這樣的整體成型技術，實現了高度翼身融合，使整機體外形光滑圓順，毫無“折皺”，大大減少了雷達波反射。
圖3 B-2隱形轟炸機
在民機方面，A340垂直安定面較早地采用了整體成型技術，零件數2 000件減少到100件，簡化了裝配流程。美國雷神公司相Ⅰ號7座公務機機身采用復合材料整體化成型技術，零件數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，減輕了質量，提高了疲勞壽命。
B787大型客機（如圖4所示）復合材料用量達到機體機構重量的50%。波音（Boeing）公司針對機身的整體筒狀結構，設計了一種可360°旋轉的筒狀組合式工裝，在工裝上相對于機身帽型長桁位置開設了長桁凹槽，先將預制好的帽型長桁毛坯件放入壁板工裝的長桁內槽中，然后放入支撐用的芯模，而蒙皮采用纖維絲束鋪放技術制造。蒙皮與長桁采用共固化或二次膠接成型，整體成型的機身段省去1 500塊鋁合金板料零件和4萬～5萬個連接件。
圖4 B787機身整體化成型
B787機翼翼展長可達63m（如圖5所示），為復合材料加筋壁板結構。采用共膠接整體成型。工型長桁先固化成型并機械加工到凈尺寸，然后與鋪疊好的機翼蒙皮膠接成型，通過高強度膠黏劑來提高長桁與蒙皮之間的界面強度。這種方案的優點是長桁成型工裝相對簡單易操作，能較好控制固化過程中的變形，制造風險相對較低。
圖5 B787共膠接成型機翼
而另一大型飛機生產商Airbus公司為抗衡Boeing的B787，研發的A350WB客機（如圖6所示）復合材料用量達到52%，且大量采用整體成型技術。A350WB的復合材料機身非筒段，而是分成了4塊相比B787機身段更長的條狀壁板，機身中段長達到20 m。機身壁板工裝開設定位成型帽型長桁的凹槽，蒙皮采用纖維絲束鋪放制造，與長桁共固化成型，然后機械裝配成筒段，減小了機身制造的難度和風險。
圖6 A350WB機身成型
而A350WB機翼長32 m，翼根部分寬6 m，重約2 t，是現有的大的復合材料構件。
A350WB（如圖7所示）機翼壁板上的長桁總長度約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：先采用自動鋪帶技術將預浸料鋪疊成平板狀，然后依據長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桁終形狀，然后熱壓罐固化成型。將成型后的長桁人工鋪敷膠黏劑后，利用激光定位設備在未固化的蒙皮上定位，終共膠接整體成型。
圖7 A350WB中機身共固化制造
圖8 A350WB機翼共膠接制造
2. 國內復合材料整體成型技術在航空器上的應用
隨著我國航空領域飛機設計水平的逐步提高和新型復合材料的不斷出現，復合材料逐步應用于主承力構件。當前，先進復合材料整體構件已在我國自主設計的軍民機上，包括鴨翼、垂直安定面、水平安定面、升降舵及方向舵等構件進行批量應用，可以大幅度提高我國航空復合材料技術水平，尤其在無人機領域，復合材料整體構件應用更為廣泛。隨著復合材料應用的越來越廣泛，整體成型技術在國內復合材料航空構件研制過程中越來越成熟。
國內飛機運用整體化成型的復合材料構件包括整體化機身，機身球面框、尾椎壁板、機翼、平尾、垂尾和鴨翼等部件（如圖9所示）。
整體化機身結構、C919機身球面框、復合材料尾椎壁板
圖9 國內飛機整體化制造技術實例
國內在復合材料整體成型技術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研制出大尺寸復合材料加筋壁板，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、異型長桁類復合材料構件的成體成型技術。同時研發團隊開發了可實現“零吸膠、常溫加壓”工藝的環氧和雙馬來酰亞胺預浸料，突破了大尺寸/整體化復合材料構件成型時溫差大、加壓窗口對構件質量影響的技術瓶頸，為大尺寸/整體化復合材料構件的制造奠定了基礎。
當然，和歐美等發達相比，我國航空復合材料整體成型技術的運用相對較少，工藝技術水平相對較低，自動化水平相對低下，制件質量及性能有待提升，研制成本相對較高。為了應對航空制造業的發展要求，應該大力開展整體成型技術的相關研究，以實現復合材料整體成型技術的跨越式發展。
三、復合材料整體成型技術應用存在的問題
復合材料整體化成型技術的應用大大促進了航空復合材料的運用和航空工業的發展。通過對復合材料整體成型技術的分析和評估，現階段復合材料整體化技術的運用也存在一些問題。
一般而言，整體成型中用到的模具較復雜，需要關注分體模和整體模的設計以及模具定位精度的控制。對于大尺寸整體構件往往需要殷瓦鋼模具，成本較高。在整體化技術不太成熟，應用經驗不夠成熟時，往往會增加制造過程中的質量風險，造成后期維修的困難，反而不利于成本的降低。同時對于整體化蜂窩夾層結構工藝方法有共固化和二次膠接，共固化工藝中，樹脂流動性太好會造成流膠過多導致面板貧膠，成型壓力過大則容易造成上面板凹陷，蜂窩失穩，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量，須根據結構及材料體系來合理制定工藝。二次膠接中也易產生骨架與蒙皮間隙配合不好造成應力集中，膠接過程中產生過多熱應力以及蜂窩滑移等問題。
從國內外整體化復合材料構件的研制和生產應用來看，主要采用預浸料-熱壓罐工藝。
基于整體構件的尺寸相對較大，這就需要昂貴的大型熱壓罐，這就導致前期投入的設備成本極高，而且日常的維護費用也不菲。因此，在確定零部件進行整體成型時，需要考慮適應于更大型結構件成形的熱壓罐的高造價問題，同時還有設備采購、建造、安裝和后期維護的問題。所以在復合材料構件整體化過程中面對價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，包括開發低壓低溫固化的材料體系及其工藝，開發低成本、低孔隙率的液體成型技術。
后，隨著整體化成型技術的成熟，大型航空復合材料構件在裝配過程中需考慮子系統的集成時運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。采用整體結構后，裝配空間有限，這勢必延長系統及零部件安裝的進程。整體化構件同時對裝配的要求越來越高，以及要求裝配工序的容錯率極低。同時考慮到航空部件化生產的現狀，整體化、大型化的構件對于運輸和周轉提出了更高的要求，在運輸和周轉過程的風險也增大。使用整體結構件帶來的另一個問題是，在飛機裝配或使用過程中維修費用增加。在目前分段式制造過程中，如果某部件損壞，只需在生產流程的下游用新部件替換，整個裝配流水線就可繼續生產；而如果一個大型整體結構損壞，除非更換整個受損結構，否則整個裝配線就得停下。在飛行器使用過程中，大型整體結構部件的相關維修或更換費用更高，維修的周期也會延長。
四、結語
總之，航空復合材料構件逐漸向整體化發展已經成為必然趨勢。一方面整體化和大型化能更好發揮復合材料的優點和特點，能夠進一步減輕質量，提高構件質量，減少緊固件數量，降低裝配成本；同時，復合材料的設計和制造特點也便于實現構件的整體化。在航空產品中使用復合材料整體化技術所帶來的效益已獲得廣泛共識，整體化成型技術所運用的工藝方法也越來越多，越來越趨向自動化，如自動鋪絲、自動鋪帶技術的運用。在國內外各型飛機上，整體成型技術已經運用到機身、機翼等主承力構件的制造中。當然復合材料整體成型技術的運用也存在著一些技術和制造成本的問題，這也將推動復合材料整體成型技術向高效、自動化、低成本方向發展。
