normal style="MARGIN: 0cm 0cm 0pt">如今，国外高性能碳纤维和高韧性树脂的发展以及复合材料的成形方法和自动化制造技术的发展，促进了大型飞机复合材料结构的广泛应用。
先进复合材料具有轻质、高强度、高模量、抗疲劳、耐腐蚀、可设计、工艺性好，尤其是具有容易制造大型整体结构的优点，因此复合材料受到飞机结构设计师的青睐，而且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。
本文就国外高性能纤维、高韧性树脂及其复合材料在飞机上的应用和大型整体结构固化成型技术及制造技术进行综述。
国外复合材料纤维树脂发展及应用现状
高性能碳纤维发展现状
经过几十年的发展，以日本和美国为代表的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三个系列：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），随着技术的发展又开发了IM系列PAN基碳纤维，形成了IM6、IM7、IM8、IM9、IM10等系列产品，可用做结构复合材料的增强材料，这些碳纤维均已实现了规模化的稳定生产。
国外树脂基复合材料冲击后压缩强度概况
高韧性树脂发展现状
高温固化树脂基复合材料经历了标准韧性、中等韧性、高韧性和超高韧性树脂基体的发展过程。基本型环氧树脂基复合材料（标准韧性）的CAI值大约在100MPa~190MPa（如5208/T300、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值大约在170MPa~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值大约在245MPa~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/IM7、5276-1/IM7和8551-7/IM7等复合材料）。
热固性树脂基体的增韧方法，已从橡胶增韧、热塑性工程塑料增韧，发展到第三代的层间（interleaf）增韧和相转移增韧。
橡胶增韧较好地解决了基体的韧性问题，但是降低了复合材料的耐热性。热塑性工程塑料增韧较好地兼顾了基体的耐热性和韧性问题，形成了第二代增韧树脂基体，要进一步提高其复合材料的抗冲击韧性，就必须进一步增加树脂中热塑性树脂的含量，采用热塑性共混增韧的方法发展了层间增韧和相转移增韧技术，满足了预浸料制备与热压罐成型的工艺要求，形成了第三代增韧树脂基体。
高性能复合材料的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。
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。
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。
大型复合材料整体结构固化成形技术
先进飞机为获得最好的战技性能和经济效益，在结构设计中除满足传力、承力等功能和维护使用等要求外，还不断追求高减重、低成本和长寿命的目标，因此各代飞机设计中，结构的整体化得到了大幅提升：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，以降低成本。因此复合材料整体化结构已成为新一代飞机结构的发展方向。
大型飞机复合材料壁板固化成形技术
大型飞机复合材料机翼壁板的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。如空客A350WB复合材料机翼采用“T”形加筋壁板，波音787复合材料机翼采用“工”字型加筋壁板。这类大型复合材料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，模具材料一般殷瓦钢。
机翼机身融合体结构整体化方案对比
复合材料多墙盒段固化成形技术
多墙盒段是指两根以上的墙和蒙皮组成的盒段结构。nextpage
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、胶接工艺及其工艺组合。铺层单元的划分和芯模设计除考虑铺层的可行性、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。共固化或胶接时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。
带π筋条的多墙盒段的成形固化工艺
带¦Ð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¦Ð结构内涂上糊状胶，与墙先后组装，再固化成形。该方案模具设计和装配工装设计关键技术是保证上下壁板-筋条位置的精确对应。所采用的胶黏剂的流动性及固化温度有特定要求。该方法可以用于平尾、垂尾结构或机身壁板等结构。
复合材料结构自动化制造技术
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，此外这些高效自动化技术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。
自动铺带技术
自动铺带技术用于大尺寸中小曲率的壁板构件的铺层，与手工铺放相比，质量稳定，制造成本降低30%~50﹪，并可成形超大尺寸复合材料制件。在自动铺带机上实现预浸带裁剪、定位、铺叠、辊压等工序连续自动完成。
此项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。如B1、B2轰炸机的机翼蒙皮，NavyA6轰炸机机翼蒙皮，F-22战斗机机翼蒙皮，波音777飞机机翼、水平和垂直安定面蒙皮，C-17运输机的水平安定面蒙皮，波音787机翼蒙皮等，A330和A340水平安定面蒙皮，A340尾翼蒙皮，A380的机翼蒙皮和安定面蒙皮，A350机翼蒙皮和中央翼盒，A400M机翼蒙皮和机翼大梁等均采用了自动铺带技术制造。
A350WB复合材料机翼壁板
自动丝束铺放技术
自动铺丝技术和缠绕技术相比，解决了复杂构型缠绕时难以解决的架桥和滑移的瓶颈问题，满足各种复杂旋转体铺叠要求。
自动铺丝技术和自动铺带技术相比，解决了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，满足各种复杂内形结构的壁板的铺叠要求。
自动铺丝技术是在自动铺带技术和纤维缠绕技术的基础上发展起来的新技术，自动铺丝技术可以实现复杂形状整体结构件三维轨迹的连续丝束铺放，可以根据运行轨迹当地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。
自动铺丝设备主要由铺丝头、铺丝头支座、模具支架、预浸纱架以及张力系统、控制系统和软件组成。
国外自动铺丝设备有两种结构，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已广泛应用，具有代表性的有V-22飞机的后机身、F-22和F35均采用自动铺丝技术制造复合材料S形进气道、B787的机身段、A380后机身。
复合材料结构液体成形技术
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、次承力大型整体结构成型。
液体成形技术主要包括预制体制备缝合技术和树脂转移技术：RTM、RFI及VARI。
预制体制备缝合技术
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成形技术
RTM成形方法即树脂转移模塑成形方法，其工艺过程是：首先在模具型腔内铺放好按性能和结构要求设计好的纤维增强预成形体，然后利用真空或注射装置提供压力将专用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，最后进行固化成形和脱模。
RTM成形模具技术：模具由对合模和芯模块成，模具的型面精度和安装位置的精度是保证产品结构外形和内形的基础。对合模应具有足够的刚度，在注射过程中和固化时不允许变形，以满足产品形状及内部质量要求。模具上的注胶孔和溢胶孔应根据树脂流场设计来配置。
RTM技术已广泛应用于次承力结构如舱门和检查口盖，目前已应用于垂尾级整体结构制造。
VARI成形技术
VARI即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。适用于大型复合材料制件成形的低成本工艺方法。对预制体进行抽真空，排除纤维预成形体内的气体后，再在真空环境下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。
VARI成形技术适用于制造室温和中温成形的特大型复合材料构件。
RFI成形技术
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成形工艺与其它传统复合材料成形工艺的本质区别就在于RFI工艺纤维∕树脂的浸润是由低粘度的树脂在增强材料中渗透并排除增强材料织构中的气体和基体树脂中的气体而完成纤维∕树脂的浸润。
RFI技术已用于飞机和发动机复合材料结构的制造，如A380的机翼后缘和后压力隔框，波音787机身的大部分隔框，GEnx的风扇机匣等。
国外高性能碳纤维和高韧性树脂的发展及复合材料的成形方法和自动化制造技术的发展，促进了大型飞机复合材料结构的广泛应用，值得借鉴。
