低成本的制造技术 制造成本占了复合材料成本约 80% ～ 85% 的份额，所以低成本复合材料技术中关键是低成本的制造技术。1 自动化制造技术 自动铺带技术： ATL （ Automated Tape-Laing ） 美国波音， Cincinati Machine 与 Cytec 共同努力于 70 年代中期开始研制自动铺带机，现已发展了三代 Tape Laing Machine: 第一代：平面、窄带、带宽 3in 第二代：大型平面、宽带、带宽 12in 第三代：铺曲面，称“外形铺带机” CTLM 。主要过程：预复料分配稍加热与纸分离铺下、切断、压实，关键是铺带头，具有扇形端，随零件外形走动、均匀施压。 目前估计已售出 50 多台，价格约为＄ 300 万 / 台。

Reduce Cost of Hand Lay-Up

Automated Ply Labeling Automated Ply Cutting

Laser Ply Projection Flat Ply Collation

Advantages

Automated Tape Laying

Disadvantages

• Greater Pounds/Hr.• Very Consistent• No Debulking Required

• Significant Equipment Cost• Recurring Maintenance • Limited Contour Capability

应用： 1983 年第一台商用铺带机进入生产领域， F16

的 80% 蒙皮件用其生产。 F22 ， 4 块机翼壁板， 5.49×5.18m ，板厚 3.8~14.2mm ， G=113kg ， B777 的零件等。效益：最大限度节省时间、劳力、速度较手工提高 10 倍。节省原材料，废品率仅 3~5% ，手工 为 25~30% 。提高制件精度、质量，降低了成 本。一般讲零件尺寸越大效率越高，手工 5×2.5m 为其临界尺寸，大了效率低，劳动成本，甚而超过操作寿命作不成。

自动纤维铺放技术： AFP （ Automated Fiber Placement ）

该技术是在自动铺带 + 纤维缠绕基础上发展起来 的，称第 4 代铺放机，既可铺纤维带又可铺纤维束， 该技术自 80 年代中期研发， 1989 年 Cincinati Machine 设计了第一台 FPM ，于 1990 年交付使用，现 FPS （ Fiber Placement System ）估计已售出近 40 多 台， 500 万 / 台。 AFP 技术特别适于制造形状复杂零件，速度高、 材料利用率高、零件质量好，生产成本低，加上大面 积整体成形技术可降低成本 50% 。 速度； 5~30m/ 分，最大达 60m/ 分； 精度： ±0.5°,5μm 、 ±0.25mm 。

应用： JSF 进气道已如上述，另一验证为 JSF 机翼的 上蒙皮，称 AAD （ Airframe Affordability Demonstration ）计划。零件 4.27×3.66m ， G=162kg ，采用七轴大型 FPS 制造。据统计劳 动成本下降 25% ，材料成本下降 28% 。 又如 Rayheon Aircraft 公司用 Viper FPS-3000 生 产首相Ⅰ 7 座支线机机身，零件数由 16000 个减 少至 6000 个，简化装配、降低成本，他们投资 ＄ 2000 ，购进 4 套设备。 B787 机身的制造就取 用了其技术。

Fiber Placement

Advantages

• Concave Contours• True 0° Plies Possible• Consistent Product

Disadvantages• Significant Equipment Cost• Complex Programming• Somewhat Slow

欧洲从 1992 年开始研究此项技术，但还是于 1998 年从美国引进了 AFP 技术，先后买了两台设备用于 A340-600 的制造上，并进一步会用于 A380和运载火箭的制造上。 欧洲人认为这是 20世纪最后 10 年复合材料工业发展的一个里程碑，评价之高说明自动化制造技术实为 DFM 技术的核心。 引进后欧洲人继续在此基础上研发此技术，据知近来已可独立制造相关设备了。据欧洲的 ACM-TC( 自动化复合制造中心）宣称，欧洲自动纤维铺放机 2005 年内即可到货。

在该技术领域，我们的落后是明显的、惊人的。虽有理论上萌芽式的研发，如南航的相关工作，但距进入工程应用尚有相当的距离，是自行研发还是引进要早作决策！

西方特别是美国短期内肯定对华封锁此技术，欧洲方面会好一些，或可引进，但仍有一定难度。

ATL和 AFP 设备在近期的国际展会上均无展出，连影也见不到，说明什么？

缠绕和拉挤等亦是自动化程度较高的成形技术，特别是拉挤国际上认为是成本最低的自动化成形技术。

该两项技术国外已有较好发展和较大规模应用，国内民用部门亦有较好发展和应用。

但航空领域应用甚少，该情况极应改变。如拉挤设备成本不高，很多制件可用此法成形，会明显降低成本。

Filament Winding

Advantages

• Greater Pounds/Hr.• Very Consistent• Moderate Equipment Costs

Disadvantages

• Must Be Body of Revolution• No Concave Radii• Restricted Fiber Orientations

Pultrusion

Advantages

• Very Low Cost• Capable of Long Lengths

Disadvantages

• Restricted Orientations• Cost Depends on Quantity• Aerospace Acceptance

定义 :

采用共固化 /共胶接（ Cocured/Cobonded）等

手段，大量减少零件、紧固件数目，从而实现复合材料结构从设计到制造一体化成形的相关技术。

意义 :

复合材料结构大面积整体成形在满足结构总体性能要求的前提下，可以进一步减轻结构重量、降低成本，特别是制造成本。

3.2大面积整体成形技术

优点： 1 ）减少零件数目→减重→降低成本。 2）减少连接件数目→减重→降低装配成本。 3）易于实现翼身融合体布局，如 B-2、 X-45、 X-47 等。 4）减少分段，减少对接，无间隙，无台阶，机体表 面光滑完整，可降低 RCS值，提高隐身性能。 整体成形乃是复合材料的优点和特点之一。如复合材料的机械连接中： 钻孔、划窝难而慢，容差要求严，成本高； 紧固件特殊，成本高；湿装配，成本高。 复合材料构件装配时： 因制件刚硬，不易锉修，变形时需加垫； “Shimming Process’’耗时费力，成本亦高。

几个重要的技术定义： 共固化（ co-curing）：两个或两个以上的零件经过一次固化成形而制成的一个整体制件的工艺方法。

共胶接（ co-bonding）：把一个或多个已经固化成形而另一个或多个尚未固化的零件通过胶粘剂（一般为胶膜）在一次固化中固化并胶接成一个整体制件的工艺方法。

以前又叫作“二步共固化”，若叫作“二次共固化”则不科学，因第一次不一定是共固化。

二次胶接（ secondary bonding）：两个或多个预固化的复合材料零件通过胶接而连在一起，其间仅有的化学或热的反应是胶的固化（ Boeing的定义）。

CC22643044.ppt

Torque Box Upper SkinTorque Box Upper Skin

Graphite/Epoxy TapeGraphite/Epoxy ClothAluminumTitanium

Graphite/Epoxy TapeGraphite/Epoxy ClothAluminumTitanium

TE StructureTE Structure

Torque Box Lower Skin With Integral SparsTorque Box Lower Skin With Integral Spars

Aluminum LEAluminum LE

Integral Structure Reduces Assembly Costs

Precured Stiffeners

Uncured Skin

Cobonding for Large Structures

应用实例及效果： 日本 F2 战机： 共用 18%的复合材料，机翼、垂尾、平尾等 ,

其中机翼下壁板采用共固化技术，蒙皮壁板上固化有梁和肋，其执行ASIP（ Aircraft Structural Integrity Program）计划，减重约 250kg。

美国甚至向日本学习该项技术。

AV8B 前机身：零件数 237件→ 88件； 连接件数 6400个→ 2450个。 A340 垂直安定面：零件数 2000件→ 100件。 A310 、 A330 垂直安定面： 零件数 2000件→ 20件。 美国雷神公司首相Ⅰ 7 座公务机机身 :

零件数 16000件→ 6000件。

美国 V-22 的 Rotor Grip ：零件数 221 件→ 5件。 F/A-18E/F ：零件数减少 42%，减重 158kg。 B-2 ：两块大的外翼蒙皮，其上共固化有多个翼肋

和前后梁，面积为 19.8mx3.66m。 F/A-22 ： 4块整体成形机翼壁板，单块面积为 5.49mX5.18m， G=113kg。

美国 CAI计划中将复合材料结构整体成形技术列为其最主要的关键技术之一，并于 2001 年始用到F-35 (JSF)的验证上。 F-35 的进气道： 3大块→ 1 大块， 200Ib→130Ib。 F-35 机翼上蒙皮：自动纤维铺放整体成形， 4.27mX3.66m, G=162kg。

F-35 水平尾翼： “ fastenerless” ，无一个紧固 件，利用钛合金内模成形技术， 8个纵向加强件 与上、下蒙皮一起固化成形。

日本 JAMCO CORP.开发了 ADP (Advanced Pultrusion)技术，可整体自动化拉挤成形大型构件。 A380 上舱地板梁： 双支点 I形梁，长达 5.92 米，横贯全机身，受载很大，采用整体拉挤一次成形，拉进去的不是丝束，而是预浸料，是技术上的一个创新。

A380 的 RFI 成形的后承压框。 大型民机上很多型材现都用拉挤成形。

整体成形涉及的相关技术问题：• 设计问题：配套技术和设计问题 ; 思想、理念和技术，我们的差距和问题。• 成形问题—— ATL、 AFP、 RTM技术等。 风险：大件报废→成本上升→必须十分小心。• 模具问题：大而复杂，材料、制造→成本上升。• 检验问题：大型件的无损检测、快速检测→技术和设备。• 材料问题：胶粘剂、特殊材料等。

上述诸领域均构成复合材料结构整体成形的技术基础，若这些问题未解决或解决得不好，则大也大不起来，整也整不起来，即大面积整体成形就无从谈起。

2 RTM成形技术 RTM（ Resin Transfer Molding） -树脂转移（传递）模塑成形技术，是一种闭模成形技术（ Closed Molding） ,现在已是一种世界公认的低成本制造技术，近来有较快和较好的发展。

其实质是： 纤维预成形体 +RTM成形 为什么可以低成本，详见下面的分析。

• RFI(Resin Film Infusion)树脂膜熔化成形；• VARTM （ Vacuum Assisted RTM）真空辅助RTM。• SCRIMP(Seeman’s Composites Resin Infusion Molding Process)西曼复合材料树脂熔塑成形法。• VARI （ Vacuum Assisted Resin Infusion ）真空辅 助树脂熔塑成形等。 下面分别予以简介

RTM 是该项技术的一个广义的总称，其下可有许多的分支，如：

RTM ：可不用热压罐，便于制造较复杂零件、零件质 量好， Vf 相对较高；但要求较高注入压力，金 属模具成本高，大件不宜。 RFI ：模具相对简单，适于大面积成形，但要热压罐。下面还发展有 SPRINT 技术等。 VARTM ：模具成本低，适于大面积成形， Vf值相对较 低。 SCRIMP ：仅需单面模具且要求简单，另一面为真空袋， 适于大型复杂零件，无需热压罐。 至于 VARI 、 RTI 等基本上属于 SCRIMP法，只是叫 法不同而已，原理上是一样的。

Line for Vacuum Degassing Resin

Line for Pressurizing Resin

Pressure Regulator

Resin Trap

To Vacuum Pump

Matched Die Mold Held TogetherWith Press Pressure, Clamps, orThreaded Bolts

Composite Preform

Resin Transfer Molding

Advantages

• Complex Structures• Near Net Molding• Excellent Surfaces

Disadvantages

• High Tooling Costs• Preform Costs

Resin Transfer Molded Part Complexity

Resin Supply

Porous Distribution Media

Vacuum Bag

ResinTrap

Line for Vacuum Degassing ResinPrior to Infusion

Line to VacuumPump

Preform

Porous Release Material

Tool

SealantTape

Resin Supply

Porous Distribution Media

Vacuum Bag

ResinTrap

Line for Vacuum Degassing ResinPrior to Infusion

Line to VacuumPump

Preform

Porous Release Material

Tool

SealantTape

Vacuum Assisted Resin Transfer Molding (VARTM)

Advantages

• Complex Structures• Large Parts• Lower Tooling Costs

Disadvantages

• Aerospace Acceptance• Preform Costs

预成形体技术： 各种 RTM 成形工艺需要首先制成纤维预成形体。 预成形体可由 2 维（平面）、 3 维（立体）编织及

多向针织缝编等形成，亦可铺贴胶接固定而不用编织（如F22 ）。 纤维构造学（ Fiber Architecture ） 各种编织、针织、缝纫形成预成形体，构成纤维构造学，是一门新兴的学问，为使之自动化，出现了多种专用的编织机、缝纫机等，国内亦有制造（如天纺）和进口（如 625、 621 所）。

纺织复合材料（ Textile Composites ） 各种编织 +RTM 成形纺织复合材料，构成一类新兴

复合材料，其与传统复合材料有所差别： 克服了传统复合材料层间应力低，易分层的致命弱点，成倍地提高了 CAI值，从而大幅度提高了抗损伤容限能

力。 传统的层压板理论不复适用，要发展新的计算分析方法，建立新的性能数据库，故而形成当前复合材料研发的一个热点。

低成本分析： 不用预浸料，无其制造和冷藏的问题； 可热压罐外成形，降低设备成本和制 造成本；可用低成本的树脂，降低材 料成本；便于大面积整体成形和净尺 寸零件成形。但模具费用和预成形费 用有时会较高，只有制件达到一定数 量后成本才会下降，成本是个复杂的 问题。

应用：多元化的 RTM 目前广泛用于航空航天、船 舶和汽车等各种工业领域，以美国而论可 占到总复合材料制件的 16%左右。 F22 ：

360 个零件，占非蒙皮件的 45% ， G=563Ib ，典

型件有机翼正弦波梁、尾翼工字形梁、肋、 机身框、襟副翼等。成本降低达 25% ，成

形 精度达 ±0.005in之内。 DOW-UT 为 Boeing 用该法制的一个尾翼整流罩

较钛合金件减重 47% （ 25Ib ），成本降低 55% 。

美国的 ACT （ Advanced Composite Technology ）简介： 以 NASA 为主进行的纺织复合材料研发始于 1984 年、1989 年正式启动 ACT 计划 ，大约执行至今，其主要目

的是开发大型飞机机身、机翼主承力结构用的复合材料技术，降低成本，提高损伤容限能力，实现“强度、刚度、损伤容限三者的统一”。 波音和洛 ·马公司：评定用于机身、龙骨梁、窗带的

复合材料技术。 诺斯罗谱—格鲁门： 3D编织加筋板的评定。 原麦道公司：编织和缝纫预成形机翼的评定， S/RFI 。 国内相关情况的简要介绍和认识。

3 热压罐外成形工艺 热压罐法成形生产周期长，设备费用高，能源消耗大，故而成本高。为降低成本，人们在努力寻找热压罐外成形方法。 幅射固化：包括电子束固化，紫外线幅射、 X射线和微 波固化等，均在研发中，并未进入实用。如： 电子束（ Electron-beam ）固化：固化时间短， 1/10

热压罐法，能耗少、模具简单，成本低（ 25~60% ），但层剪强度低，仅为 60%左右，此外断裂韧性差，压缩强度低， CAI值低（应用尚有问题）。

低温固化树脂成形，详见材料部分说明。 缠绕和拉挤等自动化制造技术的应用。