王顯峰， 高天成， 肖 軍

(南京航空航天大學(xué) 材料科學(xué)與技術(shù)學(xué)院， 江蘇 南京 210016)

先進(jìn)復(fù)合材料因其有良好的耐蝕性、抗疲勞特性、較高的比強(qiáng)度及比模量，在航空航天、新能源、汽車等領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[1]。復(fù)合材料縫合技術(shù)是指采用縫合線使多層織物連接成準(zhǔn)三維立體織物，或使分離的多塊織物連接成整體結(jié)構(gòu)的技術(shù)[2]，該技術(shù)在復(fù)合材料領(lǐng)域的研發(fā)應(yīng)用已有二三十年。層合復(fù)合材料具有很高的面內(nèi)力學(xué)性能，但層間斷裂韌性差，沖擊損傷容限低，影響了其應(yīng)用范圍。復(fù)合材料縫合技術(shù)可在厚度方向引入纖維，極大改善復(fù)合材料的層間損傷容限[3]。另外，縫合技術(shù)的整體結(jié)構(gòu)特性，可用于縫紉大型制件以及形狀復(fù)雜、曲率較大的異形件；還可通過設(shè)計(jì)，將分散的平面材料組成各種無需螺接、鉚接的整體結(jié)構(gòu)材料進(jìn)行縫合，大大減輕了結(jié)構(gòu)件的質(zhì)量[4]。縫合后的預(yù)制件通過樹脂傳遞模塑成形(RTM)等完成樹脂浸漬及固化[5]，得到大型的整體結(jié)構(gòu)縫合復(fù)合材料。

本文對復(fù)合材料縫合技術(shù)的研究進(jìn)展進(jìn)行了系統(tǒng)敘述，介紹了復(fù)合材料的不同縫合方式、縫合參數(shù)、縫合對材料力學(xué)性能的影響以及縫合設(shè)備與應(yīng)用，并就當(dāng)前的研究現(xiàn)狀作出總結(jié)與展望，以期復(fù)合材料縫合技術(shù)得到更好的發(fā)展，進(jìn)一步提升復(fù)合材料構(gòu)件的生產(chǎn)效率，實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料構(gòu)件的低成本高效益制造。

1 縫合方式

隨著縫合技術(shù)的發(fā)展和被縫合件的多復(fù)雜性要求，國內(nèi)外專家學(xué)者提出了多種縫合方式。目前，被廣為使用的縫合方式有：鎖式縫合、改進(jìn)的鎖式縫合、鏈?zhǔn)娇p合、Tufting縫合、暗縫和雙針縫合，每種縫合方式都有各自的優(yōu)缺點(diǎn)和適用范圍[6]?？p合方式按照縫合手段還可分為：雙邊縫合和單邊縫合，其中鎖式縫合、改進(jìn)的鎖式縫合和鏈?zhǔn)娇p合都屬于雙邊縫合，Tufting縫合、暗縫和雙針縫合都屬于單邊縫合。雙邊縫合就是從被縫合件的雙面進(jìn)行縫合，其原理與普通的家用縫紉機(jī)相似，引線針位于被縫合件的上側(cè)，勾線針位于被縫合件的下側(cè)，引線針穿過復(fù)合材料送線，勾線針鉤住縫合線形成線圈互鎖。單邊縫合的引線針和勾線針都位于被縫合件的上側(cè)，由1根縫合線穿過復(fù)合材料再形成互鎖線圈。傳統(tǒng)的雙邊縫合技術(shù)由于需要在兩側(cè)安置裝備，易受平臺(tái)限制，比如縫合曲面復(fù)雜的結(jié)構(gòu)件時(shí)，在底部放置勾線針機(jī)構(gòu)比較麻煩。單邊縫合與之相比，則具有更高的靈活性和適應(yīng)性[7]。幾種縫合方式原理如圖1所示。

圖1 縫合原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of stitching. (a)Lock stitching；(b)Improved lock stitching；(c)Chain stitching; (d)Tufting stitching; (e)Invisible stitching; (f)Double needle stitching

鎖式縫合是面線和底線通過兩側(cè)的針桿機(jī)構(gòu)形成2個(gè)線圈，互鎖成結(jié)，縫合線不易被拆散。鎖式縫合的不足之處在于形成的結(jié)點(diǎn)在被縫合件的中間，對于復(fù)合材料來說，結(jié)點(diǎn)處易產(chǎn)生應(yīng)力集中點(diǎn)，對復(fù)合材料的性能影響很大，因此，鎖式縫合很少應(yīng)用到復(fù)合材料中來，必須加以改進(jìn)。

改進(jìn)的鎖式縫合方式形成的結(jié)點(diǎn)在被縫合件的表面，復(fù)合材料厚度方向的縫線是沒有結(jié)點(diǎn)的，并且是一條直線，應(yīng)力集中小，對纖維的損傷也較小，從受力角度來說這是最好的，有利于復(fù)合材料層間強(qiáng)力的提升，使復(fù)合材料具有更高的損傷容限。

鏈?zhǔn)娇p合的縫線軌跡類似于針織，比較復(fù)雜，縫合線在預(yù)制件反面多次繞曲，此時(shí)也可將引線針桿和勾線針桿放置在同一側(cè)，即單邊縫合。單邊鏈?zhǔn)娇p合采用彎針縫合，彎針在被縫合件內(nèi)反復(fù)穿透使縫合線繞套成結(jié)，單邊鏈?zhǔn)娇p合適用于比較薄且曲率復(fù)雜的預(yù)制體，縫合厚度一般在10 mm左右。

Tufting縫合與傳統(tǒng)的雙邊縫合相比，只需要引線針在單邊進(jìn)行縫合，縫合的靈活性和適應(yīng)性較大，可縫合平板、曲面、回轉(zhuǎn)體等，受預(yù)制體的芯模形狀影響較小[8]。引線針將縫合線沿著纖維層厚度方向插入預(yù)制體，縫合線利用與預(yù)制體內(nèi)纖維或支撐材料的摩擦力留在預(yù)制體內(nèi)，所以縫合線上的張力很小?？p合線可穿過或部分穿過預(yù)制體，也可與預(yù)制體表面成一定的角度。Tufting縫合適用于較厚的預(yù)制件，通常厚度可達(dá)30 mm。

暗縫適合于比較厚的預(yù)制件，利用彎針不斷地在預(yù)制件內(nèi)穿透，帶動(dòng)縫合線運(yùn)動(dòng)，縫合線被埋在預(yù)制件內(nèi)，從底側(cè)是看不到縫合線的。暗縫對于彎針和鎖線裝置的配合較為嚴(yán)格，取代傳統(tǒng)的雙邊縫合，將旋梭和彎針放在預(yù)制件的同一側(cè)，靈活性較高[9]。

雙針縫合是1根縫合線在引線針的帶領(lǐng)運(yùn)動(dòng)下，通過勾線針的配合形成線圈互鎖，所形成的結(jié)在預(yù)制件表面，應(yīng)力較小，其縫合裝置的機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)較為簡單，引線針和勾線針的機(jī)構(gòu)較為相似，因此應(yīng)用較多。雙針縫合可根據(jù)預(yù)制件厚度的不同調(diào)節(jié)引線針的有效長度，縫合厚度的范圍比較大。

2 縫合工藝參數(shù)

復(fù)合材料縫合技術(shù)既可以縫合預(yù)浸料，也可以縫合干纖維預(yù)制件?？p合后的預(yù)浸料通常固化成型即可，縫合線穿過預(yù)浸料時(shí)易對纖維造成彎曲等損傷，不能很好地發(fā)揮纖維的受力特性；縫合織物預(yù)制件則需要通過樹脂傳遞模塑成型，縫合線不受樹脂黏性的影響，對纖維損傷較小，比縫合預(yù)浸料性能更好[10]。通?？p合的復(fù)合材料性能受以下縫合參數(shù)影響較大：縫合線類型、縫合線直徑、縫合密度以及縫合方向。

2.1 縫合線類型

縫合線在縫合的過程中與纖維存在一定摩擦，選擇縫合線時(shí)要求具有一定的耐磨損性、延伸性和較高的強(qiáng)度，并且在固化時(shí)其性能不受影響。常用的縫合線類型有玻璃纖維、碳纖維、Kevlar?纖維和滌綸等。碳纖維雖然具有很高的強(qiáng)度，但由于其較低的剛度，密度較大，縫合過程中易斷絲，目前縫合操作上使用較少。用的比較多的是Kevlar?纖維，如Kevlar?29[11]具有很高的耐磨損性，良好的韌性和低密度，在航空領(lǐng)域得到了廣泛運(yùn)用。

2.2 縫合線直徑

當(dāng)縫合密度一定時(shí)，縫合線的直徑越大，其在厚度方向的纖維體積越大，越可以提升材料的層間斷裂韌性和抗沖擊損傷能力?？p合線的直徑也會(huì)加大預(yù)制件內(nèi)部的纖維彎曲損傷，易形成富樹脂區(qū)，降低復(fù)合材料制件的拉伸、壓縮強(qiáng)度，因此，選擇合適的縫合線直徑，對復(fù)合材料制件的性能尤為重要。

2.3 縫合密度

縫合密度又稱單位面積內(nèi)縫合的針數(shù)。縫合密度的參數(shù)有針距和行距，如圖2所示。其中Sx代表針距，Sy代表行距?？p合可提高復(fù)合材料的層間損傷容限，但縫合線在預(yù)制件內(nèi)反復(fù)穿透，也會(huì)對纖維造成一定的影響?？p合密度越大，預(yù)制件厚度方向上的纖維體積含量越大，復(fù)合材料的層間斷裂韌性和抗沖擊損傷能力越高，但相應(yīng)的復(fù)合材料面內(nèi)纖維受損程度就越嚴(yán)重，大大降低了結(jié)構(gòu)件的拉伸、壓縮強(qiáng)度；縫合密度越小，雖然復(fù)合材料的整體性能受損較小，但層間損傷容限提升不大，因此，存在一個(gè)合理的縫合密度，既可以提高層間損傷容限，又可以使強(qiáng)度降低在可接受范圍內(nèi)。趙龍等[12]研究表明，在其他縫合參數(shù)一定的情況下，縫合密度為5～6 st/cm2時(shí)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的整體性能最佳。

圖2 縫合結(jié)構(gòu)單元Fig.2 Stitched structural unit

2.4 縫合方向

復(fù)合材料的縫合方向?qū)Σ牧系拿鎯?nèi)力學(xué)性能影響較大，常見的縫合有0°、45°和90°。研究表明[13]，當(dāng)縫合方向與受力方向垂直時(shí)，對被縫合件的面內(nèi)力學(xué)性能最為有利。其中0°方向縫合對復(fù)合材料的拉伸強(qiáng)度影響降低最小，45°和90°影響強(qiáng)度相差不大。

3 縫合對復(fù)合材料力學(xué)性能的影響

自復(fù)合材料縫合技術(shù)興起，國內(nèi)外眾多學(xué)者致力于研究縫合復(fù)合材料的力學(xué)性能，開展了大量系統(tǒng)的試驗(yàn)，初步得出了縫合參數(shù)對縫合復(fù)合材料力學(xué)性能的影響規(guī)律和機(jī)制，獲得了一些有參考價(jià)值的理論。其中，研究縫合復(fù)合材料的性能主要包括面內(nèi)力學(xué)性能和層間斷裂韌性2個(gè)方面，考慮的影響參數(shù)大都為縫合密度、縫線直徑。大多數(shù)研究表明，縫合會(huì)使面內(nèi)力學(xué)性能有所下降，層間性能不斷提高。

3.1 面內(nèi)力學(xué)性能

相比于非縫合復(fù)合材料，縫合復(fù)合材料由于面內(nèi)纖維彎曲、斷裂等損傷，纖維方向偏離了加載方向，所以其拉伸、壓縮和彎曲強(qiáng)度都有所降低[14]。但也有特殊情況，有的復(fù)合材料強(qiáng)度因?yàn)榭p合反而提高了，這主要是因?yàn)榭p合將面內(nèi)纖維層壓實(shí)了，使得纖維體積含量增加，提高了縫合材料強(qiáng)度。

縫合可提高復(fù)合材料層間性能，但同樣也會(huì)對面內(nèi)性能產(chǎn)生影響，國內(nèi)外的專家學(xué)者對縫合技術(shù)的影響機(jī)制、方式作出了一系列研究。談昆倫等[15]研究了鎖式縫合、鏈?zhǔn)娇p合和無縫合3種情況下的復(fù)合材料面內(nèi)性能及剪切性能。試驗(yàn)結(jié)果表明：通過微觀組織結(jié)構(gòu)分析，鏈?zhǔn)娇p合方式造成的復(fù)合材料拉伸性能下降程度大于鎖式縫合方式，且受縫合密度改變拉伸破壞模式的影響，鎖式縫合的復(fù)合材料拉伸性能高于無縫合層合板；縫合線造成面內(nèi)纖維損傷，形成富樹脂區(qū)，彎曲性能均有一定程度下降；縫合線的引入又增強(qiáng)了層間斷裂韌性，使得短梁剪切強(qiáng)度提高。Wu等[16]研究了縫合玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的拉伸性能。研究結(jié)果發(fā)現(xiàn)：在針腳的附近，層間斷裂被抑制，無論加載方式如何，層合板的失效總是始于針腳的附近區(qū)域。造成這種現(xiàn)象的主要原因是縫合線在縫合時(shí)會(huì)對面內(nèi)纖維產(chǎn)生彎曲、斷裂損傷，當(dāng)施加外載荷時(shí)，縫合線處產(chǎn)生應(yīng)力集中而使層合板失效。Larsson[17]研究了縫合碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的損傷容限。研究發(fā)現(xiàn)：縫合降低了復(fù)合材料的拉伸強(qiáng)度，但縫合方向?qū)?fù)合材料的拉伸強(qiáng)度幾乎沒有影響，認(rèn)為主要原因是縫合導(dǎo)致了面內(nèi)纖維彎曲、斷裂缺陷；相比于非縫合復(fù)合材料，縫合復(fù)合材料的層間斷裂韌性提高，失效方式以彎折失效為主；影響剛度和強(qiáng)度的主要因素是縫合造成的面內(nèi)纖維損傷。Mouritz等[18]研究了縫合復(fù)合材料的面內(nèi)力學(xué)性能及其影響機(jī)制。研究結(jié)果表明：縫合導(dǎo)致了復(fù)合材料微觀結(jié)構(gòu)損傷，從而降低了面內(nèi)力學(xué)性能；而模量下降的主要原因是纖維彎曲和纖維起伏。

上述研究表明，從縫合方式角度來講，鏈?zhǔn)娇p合的縫合節(jié)點(diǎn)在構(gòu)件外，不易在材料內(nèi)部產(chǎn)生缺陷，應(yīng)力較小，因此，鏈?zhǔn)娇p合方式使用較為普遍，對于復(fù)合材料構(gòu)件的層間性能提升較大?？p合會(huì)在面內(nèi)產(chǎn)生缺陷，形成纖維的屈曲和斷裂，導(dǎo)致面內(nèi)模量性能有一定量的下降。在確定了縫合方式后，縫合參數(shù)對材料性能的影響也不可忽略，主要集中在縫合直徑、縫合密度、縫合方向這3個(gè)參數(shù)上。Yudhanto等[19]研究了縫合密度對復(fù)合材料拉伸力學(xué)性能的影響機(jī)制。研究結(jié)果表明：縫合時(shí)復(fù)合材料泊松比降低5.7%，其原因是改進(jìn)的鎖式縫合軌跡對正交變形有一定的限制，從而降低了泊松比；損傷觀察表明，縫合引起橫向裂紋萌生較早，橫向和斜向裂紋密度較高，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因主要是由于壓實(shí)效應(yīng)，減小了纖維間距。李晨等[20]結(jié)合理論模型分析了縫合密度、縫合方向?qū)?fù)合材料面內(nèi)基本力學(xué)性能的影響機(jī)制。研究結(jié)果表明：縫合密度的增加會(huì)降低層合板面內(nèi)性能、剛度和剪切強(qiáng)度；縫合方向與受力方向垂直時(shí)可大幅度改善剛度性能；縫合復(fù)合材料層合板的失效斷口大都是沿著針腳延伸，說明影響復(fù)合材料強(qiáng)度的因素是纖維損傷和應(yīng)力集中；纖維損傷是影響復(fù)合材料層合板整體性能的主要因素。吳揚(yáng)等[21]通過制備玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，研究比較了不同縫合密度下復(fù)合材料的彎曲性能。研究結(jié)果表明：隨著縫合密度的增加，復(fù)合材料層合板的Z向纖維體積含量增加，力學(xué)性能提升，但彎曲性能有所下降；由于加載方向不同，縫紉線平行試樣長度方向的彎曲強(qiáng)度和模量低于垂直試樣長度方向。王芳芳等[22]研究了縫合密度及縫線直徑對復(fù)合材料面內(nèi)力學(xué)性能的影響，并通過顯微鏡觀察分析了纖維彎曲對面內(nèi)力學(xué)性能產(chǎn)生的影響。試驗(yàn)結(jié)果表明：縫合密度、縫合線直徑的增大，均會(huì)大幅度降低復(fù)合材料力學(xué)性能；相同縫合線直徑下，縫合密度的增加不會(huì)造成纖維彎曲幅度的變化，但會(huì)增加纖維彎曲角度，而相同縫合密度下，縫合線直徑的增加均會(huì)加大纖維彎曲幅度和角度，二者都造成了復(fù)合材料面內(nèi)力學(xué)性能的降低；強(qiáng)度降低的趨勢受面內(nèi)纖維彎曲幅度和角度的影響較大。

縱觀國內(nèi)外學(xué)者的研究，可以總結(jié)出縫合參數(shù)對面內(nèi)力學(xué)性能的影響規(guī)律和機(jī)制：縫合復(fù)合材料的面內(nèi)力學(xué)性能相比于非縫合復(fù)合材料有所下降，其原因是縫合造成了面內(nèi)纖維損傷，使得纖維的彈性模量不能完全發(fā)揮；縫合線種類和縫合方向?qū)?fù)合材料面內(nèi)力學(xué)性能造成的影響較??；隨著縫合密度和縫合線直徑的增大，面內(nèi)纖維損傷程度加大，針腳處形成富樹脂區(qū)所占的體積越來越大，使得復(fù)合材料面內(nèi)性能不斷下降。

3.2 層間斷裂韌性

縫合技術(shù)使得復(fù)合材料的層間斷裂韌性提高，斷裂韌性用GRS來表示，代表臨界能量釋放率，指單位面積上分層消耗的能量，單位為J/m2。縫合復(fù)合材料在Z方向上引入增強(qiáng)纖維，層與層之間產(chǎn)生了纖維橋接區(qū)，抵抗分層的閉合力增加，所以其層間斷裂韌性相比于非縫合復(fù)合材料有了很大的提升，層間斷裂韌性的大小與縫合的工藝參數(shù)密切相關(guān)。

復(fù)合材料層間斷裂韌性分為I型和II型層間斷裂韌性GIC、GIIC，研究學(xué)者使用不同的分析方式，研究了縫合技術(shù)對層間性能的影響規(guī)律和提升機(jī)制。Iwahori等[23]采用二維有限元法，結(jié)合層間拉伸試驗(yàn)結(jié)果，建立了碳纖維復(fù)合材料層合板與三維正交互鎖織物復(fù)合材料分層擴(kuò)展的仿真模型，并對其雙懸臂梁(DCB)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了仿真。研究結(jié)果表明：Z方向的纖維對提升層間斷裂韌性有很大的影響；模擬分析與試驗(yàn)結(jié)果具有一致性，在不需要進(jìn)行大量DCB試驗(yàn)的情況下，用一個(gè)小試樣和一個(gè)簡單的試驗(yàn)夾具進(jìn)行層間拉伸試驗(yàn)，就可以預(yù)測任意Z方向纖維密度的碳纖維復(fù)合材料層合板的GIC。Plain等[24]采用ITA單側(cè)技術(shù)，對2種不同直徑螺紋的層合板進(jìn)行了雙懸臂梁和端部缺口彎曲(ENF)試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明：較大的直徑產(chǎn)生較高的斷裂韌性，然而，由于較高的針距和行距，一些絲束會(huì)成對斷裂。ENF試驗(yàn)表明，縫線直徑對初始斷裂韌性沒有顯著影響。在最大裂紋長度處，由于殘余載荷越大，飽和長度越大，裂紋直徑越大，韌性越大。而在初始斷裂韌性較高的情況下，殘余載荷越小，裂紋長度越大，斷裂韌性越低。杜龍等[25]通過試驗(yàn)研究了縫合復(fù)合材料的I型和II型層間斷裂韌性，其研究對象為碳纖維/雙馬樹脂層合板，并通過觀察縫線對于I型層間斷裂的橋連作用和對II型層間斷裂裂紋的抑制作用，分析了縫合線破壞模式對層間斷裂韌性的影響。試驗(yàn)結(jié)果表明：與非縫合層合板相比，縫合使得復(fù)合材料層合板的GIC和GIIC分別提高了14和3倍。趙紅平[26]研究了不同應(yīng)變速率下的縫合復(fù)合材料I型和II型層間斷裂韌性，并對不同縫合方式下的碳纖維增強(qiáng)層合板I型層間斷裂形貌進(jìn)行掃描電鏡微觀組織結(jié)構(gòu)觀察和分析。結(jié)果表明：縫合能夠明顯改善復(fù)合材料的層間斷裂韌性，隨著加載速率的增加，縫合復(fù)合材料的斷裂韌性降低；在靜態(tài)載荷作用下，其破壞模式主要為界面裂紋擴(kuò)展，在動(dòng)態(tài)載荷作用下，其破壞模式主要為基體本身的脆性斷裂。

研究表明，縫合技術(shù)在厚度方向上引入連續(xù)纖維，可明顯改善層間斷裂韌性；而復(fù)合材料的層間失效機(jī)制主要是界面裂紋擴(kuò)散，殘余載荷越小，斷裂韌性越低。同樣地，不同的縫合參數(shù)對層間性能的影響也是有差異的。Lombetti[27]研究了縫合線種類對縫合復(fù)合材料I型層間斷裂韌性的影響，分析相應(yīng)的橋接規(guī)律，確定了失效機(jī)制。研究結(jié)果表明：縫合線種類與復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的層間斷裂韌性密切相關(guān)，高強(qiáng)度的縫合線可能會(huì)因?yàn)樽陨淼拇嘈远共牧鲜?；低?qiáng)度的縫合線又不能大幅度提升材料的層間斷裂韌性。但無論用哪種縫合線，縫合都可提升復(fù)合材料構(gòu)件的層間損傷容限。Ravandi等[28]提出了一種通過虛擬雙懸臂梁試驗(yàn)預(yù)測亞麻纖維復(fù)合材料層間斷裂韌性的模擬方法，研究了縫合密度對單向亞麻/環(huán)氧復(fù)合材料I型層間斷裂韌性的影響。研究表明：在中等密度下，亞麻線外縫合可使復(fù)合材料層合板的抗分層性能提高2倍；有限元分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，預(yù)測曲線與試驗(yàn)曲線吻合較好。朱東華等[29]研究了縫合密度、縫合線直徑等參數(shù)對Ⅱ型層間斷裂韌性和分層模式的影響。結(jié)果表明，采用ENF實(shí)驗(yàn)測試試樣加載點(diǎn)位移與其端部剪切位移發(fā)現(xiàn)，與小直徑縫合線相比，大直徑縫合線可明顯改變裂紋的延伸模式，提高層間斷裂韌性和分層阻力?？p合密度的增加有利于分層韌性和擴(kuò)展阻力的增大?；擺30]通過雙懸臂梁試驗(yàn)研究了載荷與加載點(diǎn)位移和裂紋長度的關(guān)系，分析了縫合密度對載荷和層間斷裂韌性的影響機(jī)制。結(jié)果表明：縫合線的存在可有效降低分層和裂紋的延伸，還可顯著地提高層間斷裂韌性的能量釋放率。

可以看出，縫合技術(shù)在厚度方向引入纖維，增加了纖維體積含量，極大地提高了復(fù)合材料的層間強(qiáng)度和分層阻力，使得復(fù)合材料更具整體性；縫合密度過小時(shí)，縫合幾乎不能阻止裂紋的失穩(wěn)擴(kuò)散，隨著縫合密度的增加，復(fù)合材料的抗張開型破壞能力增加；縫線直徑越大，越有利于改善裂紋的延伸模式；但當(dāng)縫線直徑和縫合密度過大時(shí)，面內(nèi)纖維損傷和應(yīng)力集中占主導(dǎo)地位，復(fù)合材料的層間韌性會(huì)急劇降低。

4 復(fù)合材料縫合設(shè)備及應(yīng)用

復(fù)合材料縫合技術(shù)是為了克服傳統(tǒng)復(fù)合材料層間性能不足而提出的一種新型技術(shù)。該技術(shù)在垂直于鋪層平面的方向上引入增強(qiáng)纖維，盡管縫合時(shí)對面內(nèi)纖維造成了一定程度的損傷，但克服了復(fù)合材料分層，層間損傷容限低等缺點(diǎn)，并間接的減少了螺接等機(jī)械連接的數(shù)量，減輕了復(fù)合材料的質(zhì)量。

早在20世紀(jì)80年代，美國航空航天局(NASA)研究中心和道格拉斯公司用縫合/RFT技術(shù)制造了復(fù)合材料機(jī)翼，并對其力學(xué)性能進(jìn)行系統(tǒng)的測試，開啟了研究復(fù)合材料縫合技術(shù)的先河。1989年，美國NASA為降低飛機(jī)制造成本，提出先進(jìn)復(fù)合材料技術(shù)計(jì)劃，將縫合復(fù)合材料成功運(yùn)用到先進(jìn)輕型飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)計(jì)劃中。前期的多個(gè)項(xiàng)目促進(jìn)了縫合復(fù)合材料的發(fā)展和應(yīng)用，在此基礎(chǔ)上，NASA與波音公司聯(lián)合提出了先進(jìn)的亞音速計(jì)劃(AST計(jì)劃)[31-33]，研究出比鋁合金機(jī)翼減重25%的復(fù)合材料機(jī)翼，同時(shí)制造成本和航運(yùn)成本分別降低20%和4%。計(jì)劃中利用縫合/樹脂膜滲透(RFI)技術(shù)制造了13.5 m×2.7 m的半翼展機(jī)翼壁板，如圖3所示。并成功的進(jìn)行了上百次地面試驗(yàn)。2010年以來，美國NASA與波音公司致力于更輕更堅(jiān)固的機(jī)身，又合作研制出翼身融合體飛機(jī)，如圖4所示[34-36]。利用縫合技術(shù)將蒙皮、縱桁、拉擠桿、隔框面板等部件連接到一起，然后整體固化成型。該技術(shù)的提出以及成功研制標(biāo)志著復(fù)合材料縫合技術(shù)的研究又向前邁進(jìn)了一大步，極大的推動(dòng)了縫合復(fù)合材料技術(shù)在航空領(lǐng)域的應(yīng)用。

圖3 縫合/RFI工藝制造半翼展機(jī)翼壁板Fig.3 Semi-wing span wing panel made by stitching/RFI process

圖4 翼身融合體飛機(jī)Fig.4 Blended wing body aircraft. (a)NASA innovative stitching structure；(b)US X-48B aircraft

復(fù)合材料縫合設(shè)備自發(fā)明以來就經(jīng)過不斷的結(jié)構(gòu)優(yōu)化，第一代人工控制的基于傳統(tǒng)工業(yè)縫紉機(jī)研制的設(shè)備，可對結(jié)構(gòu)件進(jìn)行雙邊縫合。但由于縫合機(jī)構(gòu)的尺寸較大，且受預(yù)制件尺寸限制，傳統(tǒng)的縫合方式得不到廣泛應(yīng)用。為克服傳統(tǒng)雙邊縫合的不足，國外率先提出了單邊縫合，尤其是德國在這一方面取得了較大成果。德國KSL公司首先將縫合頭與機(jī)器人結(jié)合起來，提高了縫合效率，自此，復(fù)合材料縫合設(shè)備開始改革，發(fā)展到第二代由計(jì)算機(jī)控制的平面縫合設(shè)備。為保證縫合針與預(yù)制件表面垂直，德國KSL公司[37]采用六自由度的機(jī)器人移動(dòng)，可進(jìn)行多種縫合方式的縫合，其縫合厚度可達(dá) 20 mm，速度可達(dá)500 針/min。目前已經(jīng)發(fā)展到了第三代多計(jì)算機(jī)控制的多針頭復(fù)合材料縫合設(shè)備。

復(fù)合材料雙邊縫合設(shè)備多基于傳統(tǒng)的縫紉機(jī)進(jìn)行改進(jìn)研制而成，局限于需要雙邊架設(shè)裝備，安裝難度比較大，成本高，且對被縫合件的要求較多，已逐漸消失?，F(xiàn)在的復(fù)合材料縫合設(shè)備幾乎都是單邊縫合，借助于機(jī)器人，可實(shí)現(xiàn)尺寸大、曲面復(fù)雜的預(yù)制件的縫合。復(fù)合材料單邊縫合裝置的縫合速度、縫合質(zhì)量均高于雙邊縫合設(shè)備，是復(fù)合材料縫合技術(shù)及縫合設(shè)備發(fā)展的趨勢，復(fù)合材料雙邊縫合已經(jīng)逐漸退出舞臺(tái)。

VITTTG等[38]介紹了ALTIN Naehtech公司研制的機(jī)器人單邊縫合系統(tǒng)，如圖5所示。該系統(tǒng)可將T型筋條與層合板縫合在一起，再進(jìn)行整體固化成型，復(fù)合材料的子部件織物相互連接，層間斷裂韌性得以增強(qiáng)。

圖5 ALTIN雙針縫合頭縫合纖維預(yù)制體結(jié)構(gòu)件Fig.5 ALTIN double needle stitching fiber preform structure

Laourine等[39]介紹了單邊縫合，德國亞琛工業(yè)大學(xué)最先提出了雙針單邊縫合的原理，并研制出 2種 ITA單邊縫合裝置，如圖6所示。一種借助于機(jī)器人的單邊縫合裝置，另一種是基于五自由度的機(jī)械手的單邊縫合裝置；2種縫合裝置均可實(shí)現(xiàn)高速縫合，速度達(dá)到1000 st/min，大大提高了縫合復(fù)合材料制件的生產(chǎn)效率。

圖6 基于機(jī)器人和全并聯(lián)機(jī)械手的ITA單邊縫合裝置Fig.6 ITA single-sided suturing device based on robot (a) and fully parallel robot (b)

Richtsfeld等[40]介紹了由德國KSL公司開發(fā)的Blind stitching 機(jī)器人單邊縫合系統(tǒng)，如圖7所示。該縫合系統(tǒng)可縫合復(fù)雜曲面，因此，廣泛用于航空航天領(lǐng)域；隨后介紹了從預(yù)制體到自動(dòng)縫合的工藝產(chǎn)業(yè)鏈，包括縫合軌跡規(guī)劃、縫合質(zhì)量檢測等問題。

圖7 單邊縫合系統(tǒng)用于縫合空客A350窗框Fig.7 Unilateral stitching system for sewing Airbus A350 window frames

國內(nèi)復(fù)合材料單邊縫合裝備技術(shù)研究起步較晚，目前還處于設(shè)計(jì)和理論研究階段。姚福林等[41]設(shè)計(jì)出一種復(fù)合材料單邊雙針縫合頭，該縫合頭可以完成簡單的預(yù)制體縫合。姜海珍等[42]設(shè)計(jì)出縫合軌跡視覺跟蹤系統(tǒng)，可在線實(shí)時(shí)監(jiān)測縫合質(zhì)量的好壞，通過傳感器傳遞的數(shù)據(jù)，來改善軌跡質(zhì)量，提高縫合效率、縫合質(zhì)量。潘杰[9]分析研制了復(fù)合材料單邊雙針縫紉機(jī)原理樣機(jī)，基于多軸聯(lián)動(dòng)機(jī)床，實(shí)現(xiàn)了多自由度運(yùn)動(dòng)。國內(nèi)在復(fù)合材料單邊縫合頭方面的知識(shí)比較匱乏，因此，需要加大研究力度，爭取早日達(dá)到工程應(yīng)用階段。

5 總結(jié)與展望

復(fù)合材料縫合技術(shù)不僅可極大地的增強(qiáng)傳統(tǒng)復(fù)合材料的層間損傷容限，還可完成結(jié)構(gòu)件的整體成型。目前國內(nèi)樹脂傳遞模塑成型(RTM)、樹脂膜滲透(RFI)成型已經(jīng)成熟，伴隨著第三代縫合設(shè)備進(jìn)一步降低復(fù)合材料的制造成本，不僅在航空航天領(lǐng)域得到了廣泛運(yùn)用，還可在汽車、風(fēng)能等領(lǐng)域作出巨大貢獻(xiàn)，為各類結(jié)構(gòu)件和功能件的輕量化提供方法。作為航空航天領(lǐng)域的重要應(yīng)用技術(shù)，國內(nèi)對縫合技術(shù)的研究仍需繼續(xù)深入，主要可從下面3個(gè)方面入手，使縫合技術(shù)得到更好的發(fā)展。

1) 不斷深入研究縫合密度、縫合線類型、縫合線直徑對復(fù)合材料面內(nèi)力學(xué)性能、層間斷裂韌性、沖擊損傷容限的影響，建立準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型，并結(jié)合系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)研究，得出可以指導(dǎo)實(shí)際生產(chǎn)的工藝參數(shù)。

2) 對縫合參數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)優(yōu)化，爭取做到用最小的復(fù)合材料面內(nèi)力學(xué)性能的損傷，得到最大的層間斷裂韌性和沖擊損傷容限。

3) 國內(nèi)復(fù)合材料縫合設(shè)備起步較晚，與國外還有很大的差距，需要對縫合設(shè)備不斷地進(jìn)行改進(jìn)和完善，提高縫合效率；還需要研制出與設(shè)備相匹配的縫合質(zhì)量監(jiān)控系統(tǒng)，通過傳感器的數(shù)據(jù)反饋，優(yōu)化縫合軌跡，提高縫合質(zhì)量，爭取早日達(dá)到工程應(yīng)用階段。