馬志陽(yáng)，高麗敏，徐吉峰

（中國(guó)商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心，民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)與復(fù)合材料北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京102211）

復(fù)合材料的應(yīng)用比例是新一代大飛機(jī)安全性、經(jīng)濟(jì)性、舒適性和環(huán)保性的重要指標(biāo)。復(fù)合材料在飛機(jī)上的應(yīng)用經(jīng)歷了前緣–口蓋–整流罩–擾流板–升降舵–方向舵–襟副翼–垂尾–平尾–機(jī)身和機(jī)翼等主承力結(jié)構(gòu)應(yīng)用的過(guò)程，如表1所示。

表1 復(fù)合材料應(yīng)用歷程Table 1 Application of composite in large aircraft

我國(guó)民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)應(yīng)用技術(shù)的研究起步較晚，但在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造工藝方面也進(jìn)行了探索和實(shí)踐?！笆濉敝痢笆濉逼陂g，開(kāi)展了“民機(jī)復(fù)合材料次承力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)研究”、“民機(jī)全尺寸復(fù)合材料尾翼與舵面設(shè)計(jì)和分析及制造與試驗(yàn)驗(yàn)證”、“民機(jī)復(fù)合材料機(jī)身與中央翼基礎(chǔ)與關(guān)鍵技術(shù)”、“民機(jī)復(fù)合材料機(jī)頭基礎(chǔ)及關(guān)鍵技術(shù)”和“大型客機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼設(shè)計(jì)制造與驗(yàn)證技術(shù)研究項(xiàng)目”等民機(jī)預(yù)研課題的研究?！笆濉币?guī)劃出臺(tái)后，以復(fù)合材料為代表的新材料技術(shù)被列入國(guó)家發(fā)展戰(zhàn)略。在“十四五”規(guī)劃中，創(chuàng)新和關(guān)鍵核心技術(shù)自主可控被提升到新的高度，先進(jìn)復(fù)合材料的國(guó)產(chǎn)化勢(shì)在必行，大尺寸復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)件的技術(shù)攻關(guān)也被擺到了突出位置。

本文分析了主要的民機(jī)主制造商在大飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)上應(yīng)用復(fù)合材料的情況，并總結(jié)了復(fù)合材料在未來(lái)民機(jī)上的發(fā)展趨勢(shì)。

波音公司

波音公司在民機(jī)主承力結(jié)構(gòu)上應(yīng)用復(fù)合材料的嘗試始于B777客機(jī)的尾翼，隨后在B787客機(jī)上實(shí)現(xiàn)了跨越式發(fā)展，將應(yīng)用范圍擴(kuò)大至機(jī)翼和機(jī)身，最新的B777X機(jī)翼則集成了目前世界上最先進(jìn)的復(fù)合材料制造、裝配和檢測(cè)技術(shù)。

1 B787客機(jī)

波音公司787項(xiàng)目于2004年4月啟動(dòng)，B787客機(jī)于2009年12月首飛，2011年9月首架交付。B787客機(jī)是世界上第一款將復(fù)合材料應(yīng)用于機(jī)翼和機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)的大型民機(jī)，復(fù)合材料單機(jī)用量約25t，占全機(jī)結(jié)構(gòu)重量的50%左右。日本東麗公司為B787客機(jī)研發(fā)了第三代增韌環(huán)氧復(fù)合材料T800S/3900–2B，屬于經(jīng)改進(jìn)的大絲束碳纖維，該材料的沖擊后壓縮強(qiáng)度值（Compression after impact, CAI）達(dá)到了315～345MPa[1]。

B787客機(jī)的機(jī)翼展長(zhǎng)約60m，由日本三菱重工委托日本新明和工業(yè)株式會(huì)社研制。機(jī)翼壁板為整體的I型加筋壁板，采用“濕蒙皮+干長(zhǎng)桁”的共膠接工藝，蒙皮采用預(yù)浸料自動(dòng)鋪帶（Automated tape laying,ATL）工藝制造。機(jī)翼前、后梁長(zhǎng)度均約為28m，分別由3段組成，由人工在陽(yáng)模上鋪貼、熱壓罐固化成型[2–3]，如圖1所示[4]。

圖1 B787翼盒裝配Fig.1 Assembly of B787 wing box

B787客機(jī)的機(jī)身由6段筒體組成，每段機(jī)身筒體采用纖維自動(dòng)鋪放（Automated fiber placement, AFP）工藝制造，如圖2所示[5]，縱向桁條為帽形閉合剖面，與機(jī)身蒙皮共固化整體成型，隔框?yàn)椤癈”形剖面框（圖3）。該機(jī)身筒體制造方案減少了約1500個(gè)零件和40000～50000個(gè)緊固件。

圖2 B787客機(jī)機(jī)身蒙皮的AFP工藝Fig.2 AFP process of B787 fuselage skin

圖3 B787客機(jī)機(jī)身壁板Fig.3 B787 fuselage panel

2 B777X客機(jī)

B777X客機(jī)于2020年1月25日首飛?？蜋C(jī)采用全復(fù)合材料機(jī)翼，翼展達(dá)到了71.8m，是目前世界上最大的復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)，其代表了當(dāng)今最先進(jìn)的復(fù)合材料技術(shù)水平，使得大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的制造與裝配向著全自動(dòng)化邁進(jìn)了一大步。

B777X機(jī)翼蒙皮、長(zhǎng)桁和翼梁均采用了AFP工藝，長(zhǎng)達(dá)32m的翼梁不分段整體鋪貼成型，大幅減少了零件數(shù)量和裝配工作量。

B777X機(jī)翼壁板和翼梁的制造使用了兩套創(chuàng)新的龍門(mén)式高速AFP設(shè)備[6]。

（1）壁板AFP設(shè)備。12.8m的主龍門(mén)梁上裝有20個(gè)盤(pán)型卷軸的AFP鋪絲頭，其重量達(dá)1.7t，龍門(mén)可以沿著機(jī)翼壁板模具移動(dòng)超過(guò)30m，鋪絲頭可以跨越龍門(mén)移動(dòng)7.5m，能覆蓋最寬處達(dá)9m的模具。機(jī)翼壁板在置于工作區(qū)域內(nèi)的低曲率陽(yáng)模中制造，鋪絲頭在其上做往復(fù)運(yùn)動(dòng)，20個(gè)卷軸同時(shí)輸送38mm寬的預(yù)浸帶，即一次可鋪放760mm寬的預(yù)浸帶。

（2）翼梁AFP設(shè)備。裝有16個(gè)絲軸的鋪絲頭，其重量達(dá)0.5t，可將12.7mm的預(yù)浸帶鋪放在“U”形模具上（圖4）。該系統(tǒng)最快可在10min內(nèi)完成超過(guò)30m長(zhǎng)的一層預(yù)浸帶鋪放。

圖4 B777X客機(jī)翼梁“U”形模具Fig.4 U-shaped mould of B777X wing spar

空客公司

空客公司的復(fù)合材料應(yīng)用比例是漸進(jìn)增長(zhǎng)的，從最初在A300上不足5%，到A310、A300上約5%，再到A320升至10%，A380則達(dá)到了25%，A400M升至30%，直到A350XWB的52%。

1 A380客機(jī)

A380客機(jī)的復(fù)合材料用量為25%左右，應(yīng)用部位包括了中央翼盒、尾翼、襟翼、副翼、擾流板、機(jī)身上壁板、機(jī)身地板梁、機(jī)身后體球框、整流罩等，其最大設(shè)計(jì)特點(diǎn)是首次將復(fù)合材料應(yīng)用于中央翼盒，并達(dá)到減重1.5t的效果[4]。

A380客機(jī)中央翼盒采用ATL工藝制造，復(fù)合材料層板厚度達(dá)到50mm以上，翼身對(duì)接區(qū)更達(dá)到100mm以上，突破了大厚度復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)、制造和驗(yàn)證技術(shù)。

A380客機(jī)的水平尾翼和垂直尾翼同樣采用了ATL工藝，而在后機(jī)身和機(jī)翼外襟翼上使用了AFP工藝，后機(jī)身壓力框采用了樹(shù)脂模滲透成型（Resin film infusion, RFI）工藝。

2 A400M軍用運(yùn)輸機(jī)

A400M是2003年推出的一款軍用運(yùn)輸機(jī)，于2009年12月首飛，復(fù)合材料用量約為30%，應(yīng)用部位包括了機(jī)翼、平尾、垂尾和貨艙門(mén)等，主要的創(chuàng)新工藝有翼梁的熱隔膜預(yù)成型（Hot drape forming）工藝、艙門(mén)及后壓力隔框的真空輔助樹(shù)脂滲透（Vacuum assisted process, VAP）工藝，機(jī)身后部裝卸坡道和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的樹(shù)脂滲透技術(shù)（Resin infusion, RI）工藝等[7–8]。

A400M復(fù)合材料機(jī)翼由英國(guó)GKN公司負(fù)責(zé)生產(chǎn)，材料為美國(guó)Cytec公司提供的977–2碳纖維增韌環(huán)氧預(yù)浸帶。

A400M復(fù)合材料翼梁具有一定的代表性，采用了“ATL工藝+熱隔膜預(yù)成型+熱壓罐固化”制造，前、后梁均長(zhǎng)19m，前梁分為12m和7m兩段，后梁分為14m和5m兩段。制造翼梁的具體工藝過(guò)程為：首先通過(guò)ATL工藝鋪放出平板預(yù)成型體，如圖5所示[9]，再將該預(yù)成型體夾在兩層隔膜之間并轉(zhuǎn)移至熱隔膜機(jī)上，在隔膜之間抽真空后封裝，從預(yù)成型體上方進(jìn)行紅外加熱至所規(guī)定的工藝溫度，此時(shí)樹(shù)脂可流動(dòng)，隔膜可延展，然后再次抽真空，將預(yù)成型體均勻壓到模具上，進(jìn)行一段時(shí)間的保壓以保證預(yù)成型體彎成為“C”形，最后取下預(yù)成型件，撕去隔膜，將“C”形預(yù)成型件轉(zhuǎn)移到固化工裝上裝夾好進(jìn)行熱壓罐固化成型。其工藝優(yōu)點(diǎn)在于生產(chǎn)效率較高，缺點(diǎn)是制造復(fù)雜外形零件較困難，因?yàn)樯a(chǎn)工序較多，纖維容易褶皺，設(shè)備要求較高。

圖5 A400M翼梁采用ATL工藝制造Fig.5 ATL manufacture process of A400M wing spar

3 A350XWB客機(jī)

A350XWB客機(jī)項(xiàng)目于2005年10月啟動(dòng)，客機(jī)于2013年6月首飛，2014年12月首架交付。其結(jié)構(gòu)材料幾經(jīng)修改，最終和B787客機(jī)類(lèi)似，在機(jī)翼和機(jī)身上大量使用了復(fù)合材料，用量達(dá)到了52%。

A350XWB機(jī)翼和機(jī)身的復(fù)合材料選用了美國(guó)Hexcel公司生產(chǎn)的M21E/IMA預(yù)浸料。

早期，A350XWB機(jī)翼蒙皮采用ATL工藝制造，但隨著AFP工藝在復(fù)雜輪廓和變厚度鋪層方面的優(yōu)勢(shì)，機(jī)翼蒙皮也同長(zhǎng)桁和翼梁一樣，改為了AFP工藝制造（圖6）。以翼梁為例，前、后梁長(zhǎng)均約31m，分別由3段組成：前梁內(nèi)段長(zhǎng)7m、中段長(zhǎng)12.7m、外段長(zhǎng)11.5m，后梁（圖7）每段長(zhǎng)約10m。前梁在制造過(guò)程中，采用了可旋轉(zhuǎn)的15m殷鋼芯軸，在其上鋪放纖維絲束，鋪放完成后，對(duì)稱(chēng)切割成兩件“C”形梁，再轉(zhuǎn)移到固化模具上，進(jìn)行熱壓罐固化；后梁采用殷鋼模具和五坐標(biāo)自動(dòng)控制，模具固定在轉(zhuǎn)動(dòng)芯軸上鋪設(shè)，機(jī)器可按要求自動(dòng)控制鋪放厚度，鋪設(shè)完成后的熱壓罐固化與檢驗(yàn)同前梁一致[3,10–11]。

圖6 A350XWB機(jī)翼下壁板蒙皮AFP工藝Fig.6 AFP process of A350XWB lower-wing skin

圖7 A350XWB機(jī)翼后梁Fig.7 Rear spar of A350XWB wing box

A350XWB機(jī)身制造方案與B787不同，機(jī)身筒段分為前、中、后3段，每段筒段由4塊壁板拼接而成，壁板蒙皮和長(zhǎng)桁共固化成型，再通過(guò)鋁合金框裝配而成，圖8為機(jī)身蒙皮的AFP工藝[10]。這種分塊式機(jī)身筒段壁板方案，在兼顧可制造性的同時(shí)，能根據(jù)筒段各處受力情況進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，在維修性上也具有一定的優(yōu)勢(shì)。

圖8 A350XWB機(jī)身蒙皮AFP工藝Fig.8 AFP process of A350XWB fuselage skin

A350XWB客機(jī)具有代表性的AFP設(shè)備為：

（1）翼梁AFP設(shè)備。由西班牙M.Torres公司提供，如圖9所示。該設(shè)備考慮了在纖維絲束按45°鋪放到90°彎角時(shí)邊緣可能出現(xiàn)的問(wèn)題，可實(shí)現(xiàn)沿著梁的“U”形結(jié)構(gòu)進(jìn)行鋪絲，考慮到M21E/IMA預(yù)浸料的低黏度，其鋪絲頭可以提供更高的溫度和更大的壓力。該設(shè)備的鋪絲速度高達(dá)60m/min，大幅提高了生產(chǎn)效率[12–13]。

圖9 A350XWB翼梁AFP設(shè)備Fig.9 AFP equipment of A350XWB wing spar

（2）機(jī)身AFP設(shè)備。由美國(guó)Electroimpact公司提供，采用了專(zhuān)用于機(jī)身鋪放的雙頭自動(dòng)纖維鋪放機(jī)，在完成鋪放的同時(shí)還能執(zhí)行切割動(dòng)作，能夠彎曲雙向鋪覆傾斜且復(fù)雜的表面，進(jìn)給速度可達(dá)50.8m/min。

中國(guó)商飛

中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司作為國(guó)內(nèi)最大的民機(jī)主制造商，在推動(dòng)復(fù)合材料應(yīng)用于民機(jī)結(jié)構(gòu)方面做了諸多嘗試。

（1）首架正式投入航線運(yùn)營(yíng)的ARJ21支線客機(jī)復(fù)合材料用量為2%左右，其方向舵和翼梢小翼采用了碳纖維/環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料，翼身整流罩和機(jī)頭雷達(dá)罩采用了玻璃纖維/環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料。

（2）2015年底下線、2017年首飛的C919客機(jī)，其復(fù)合材料用量達(dá)到了12%，應(yīng)用部位包括了水平尾翼、垂直尾翼、翼梢小翼、后機(jī)身、雷達(dá)罩、副翼、擾流板和翼身整流罩等[14]。C919客機(jī)中央翼盒原計(jì)劃采用復(fù)合材料，但由于缺乏應(yīng)用及驗(yàn)證經(jīng)驗(yàn)，為了保證研制進(jìn)度，最終改為了傳統(tǒng)的金屬結(jié)構(gòu)。

（3）2015年12月，中國(guó)商飛北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心完成了遠(yuǎn)程寬體客機(jī)前期論證項(xiàng)目復(fù)合材料機(jī)身曲面加筋壁板工藝驗(yàn)證件的研制。該壁板弧長(zhǎng)6.05m、航向長(zhǎng)度3.5m，由29根帽形長(zhǎng)桁、6套“C”形隔框和連接角片組成，如圖10所示。帽形長(zhǎng)桁采用熱隔膜預(yù)成型工藝，固化后的干長(zhǎng)桁與AFP工藝鋪貼的濕蒙皮共膠接成型。該壁板是國(guó)內(nèi)第一件采用AFP工藝制備的大尺寸機(jī)身曲面壁板，為后續(xù)寬體客機(jī)型號(hào)研制在驗(yàn)證工藝方案可行性和積累工藝參數(shù)方面奠定了基礎(chǔ)[15]。

圖10 寬體客機(jī)前期論證機(jī)身曲面加筋壁板Fig.10 Fuselage panel of earlier stage research for wide body aircraft

（4）中國(guó)商飛于2012年啟動(dòng)了C919復(fù)合材料機(jī)翼研制攻關(guān)項(xiàng)目，以C919客機(jī)為平臺(tái)，全面開(kāi)展復(fù)合材料機(jī)翼的設(shè)計(jì)分析、制造裝配和試驗(yàn)驗(yàn)證。2018年，C919復(fù)合材料機(jī)翼研制攻關(guān)項(xiàng)目典型盒段靜力和損傷容限試驗(yàn)順利完成（圖11），這也是國(guó)內(nèi)首次干線飛機(jī)級(jí)復(fù)合材料機(jī)翼盒段靜力和損傷容限試驗(yàn)。該項(xiàng)目形成了較為完整的復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)原則、強(qiáng)度分析方法和設(shè)計(jì)許用值數(shù)據(jù)庫(kù)，并首次在國(guó)內(nèi)民機(jī)重大預(yù)研項(xiàng)目中建立了復(fù)合材料機(jī)翼的“材料–設(shè)計(jì)–分析–工藝–裝配–試驗(yàn)”全流程體系[16]。

圖11 C919復(fù)合材料機(jī)翼研制攻關(guān)項(xiàng)目典型盒段靜力和損傷容限試驗(yàn)Fig.11 Static and damage tolerance tests of key projects of C919 composite wing box

（5）2018年底，由中國(guó)和俄羅斯聯(lián)合研制的CR929攻破關(guān)鍵技術(shù)難關(guān)，CR929寬體客機(jī)復(fù)合材料前機(jī)身攻關(guān)全尺寸筒段順利總裝下線（圖12），該全尺寸筒段長(zhǎng)約15m，直徑約6m，環(huán)向壁板分為4塊，由縱縫拼接而成，最大框弧長(zhǎng)約6m。該筒段的研制突破了壁板AFP工藝、全尺寸級(jí)長(zhǎng)桁制造和裝配等技術(shù)難題，是國(guó)內(nèi)首次采用全復(fù)合材料設(shè)計(jì)理念開(kāi)展的寬體客機(jī)機(jī)身大部段研制工作。

圖12 CR929飛機(jī)前機(jī)身攻關(guān)復(fù)合材料全尺寸筒段Fig.12 Composite forward fuselage of key projects for CR929 aircraft

CR929遠(yuǎn)程雙通道寬體客機(jī)計(jì)劃在機(jī)翼及機(jī)身結(jié)構(gòu)上大面積使用復(fù)合材料，預(yù)計(jì)使用比例超過(guò)50%。此項(xiàng)目進(jìn)一步提升了我國(guó)復(fù)合材料機(jī)身研制技術(shù)成熟度[17]。

其他飛機(jī)主制造商

1 俄羅斯聯(lián)合航空制造集團(tuán)公司

由俄羅斯聯(lián)合航空制造集團(tuán)公司（OAK）主持研制的干線客機(jī)MS–21（又稱(chēng)MC–21）于2017年5月首飛。該機(jī)包括了MS–21–200（可搭載135人，航程6000km）和MS–21–300（可搭載163人，航程5900km）兩種型號(hào)，其復(fù)合材料用量均約40%，可實(shí)現(xiàn)機(jī)體減重10%～15%，應(yīng)用部位包括了外翼盒段、中央翼盒、襟翼、副翼、垂尾、平尾和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙[18–19]。

MS–21客機(jī)機(jī)翼壁板、翼梁和中央翼盒均采用了一種復(fù)合材料液體成型工藝：真空輔助樹(shù)脂傳遞模塑（Vacuum assisted resin transfer molding, VARTM）工藝，即模具型腔抽真空，使用液體樹(shù)脂以壓力注入干纖維然后成形，固化過(guò)程使用固化爐而不依賴(lài)熱壓罐。該工藝的實(shí)現(xiàn)得益于樹(shù)脂材料的進(jìn)步，MS–21客機(jī)選用了由美國(guó)Cytec公司研發(fā)的中模高強(qiáng)碳纖維TX1100和EP2400樹(shù)脂，該樹(shù)脂體系采用先進(jìn)的增韌技術(shù)，有效解決了樹(shù)脂韌性與黏度的矛盾，在提高樹(shù)脂韌性的前提下，可在低黏度狀態(tài)下保持足夠的工藝時(shí)間，使大尺寸制件的樹(shù)脂完全浸潤(rùn)成為了可能。MS–21機(jī)翼翼盒如圖13所示[20]。

圖13 MS–21機(jī)翼翼盒Fig.13 Wing box prototype of MS–21 aircraft

MS–21機(jī)翼壁板蒙皮利用龍門(mén)立式自動(dòng)鋪絲機(jī)在陰模鋪貼成預(yù)成型體。壁板長(zhǎng)桁為“T”形截面，利用自動(dòng)鋪絲機(jī)在“C”形陽(yáng)模進(jìn)行鋪貼，然后分切成兩個(gè)“L”形預(yù)成型體，組裝成“T”形長(zhǎng)桁后，再與蒙皮組裝成壁板預(yù)成型體，轉(zhuǎn)移至樹(shù)脂熱注射設(shè)備進(jìn)行注膠，注膠結(jié)束后進(jìn)行固化爐成型。

MS–21機(jī)翼翼梁采用了上下緣條及腹板等厚結(jié)構(gòu)，翼梁不分段整體制造，如圖14所示[21]，翼梁最大厚度12mm，最小厚度4mm，首先在陽(yáng)模上將碳纖維干絲鋪貼成預(yù)成型體，再通過(guò)轉(zhuǎn)移工裝轉(zhuǎn)到陰模后進(jìn)行注膠及固化爐成型。

圖14 MS–21機(jī)翼翼梁Fig.14 Wing spar of MS–21 aircraft

MS–21客機(jī)是全球第一架采用非熱壓罐工藝（Out of autoclave）制造主承力結(jié)構(gòu)件的大型民機(jī)，零件最大尺寸達(dá)到了20m×4m。其工藝實(shí)現(xiàn)了大型加筋結(jié)構(gòu)的整體化成型，并具有設(shè)備投入少、能耗低、結(jié)構(gòu)減重效果好的優(yōu)勢(shì)，這也是MS–21客機(jī)的重要賣(mài)點(diǎn)之一[18–19]，但其也對(duì)成型模具提出了很高的要求，需要在工藝可操作性和結(jié)構(gòu)精度方面實(shí)現(xiàn)良好的平衡。

新MS–21客機(jī)裝備了俄羅斯自主研發(fā)的PD–14發(fā)動(dòng)機(jī)，于2020年12月15日完成了首飛。由于國(guó)際形勢(shì)的變化，俄羅斯正開(kāi)展碳纖維干絲和樹(shù)脂的自主研發(fā)，后續(xù)的MS–21客機(jī)將轉(zhuǎn)向俄羅斯國(guó)產(chǎn)的復(fù)合材料。

2 加拿大龐巴迪公司

C系列客機(jī)是龐巴迪公司研制的新型單通道窄體干線客機(jī)，市場(chǎng)定位為100～149座級(jí)的客機(jī)，于2013年9月首飛，包括108座的CS100和130座的CS300兩款機(jī)型，翼展35.08m。C系列客機(jī)的復(fù)合材料用量約為46%，應(yīng)用部位包括外翼盒段、中央翼、平尾、垂尾、機(jī)身尾段和尾錐等[22]。

C系列客機(jī)外翼盒段使用了具有專(zhuān)利的樹(shù)脂轉(zhuǎn)移注射（Resin transfer injection, RTI）工藝制造，材料為無(wú)屈曲織物（Non-crimped fabric, NCF），手工鋪貼蒙皮、長(zhǎng)桁和翼梁的預(yù)成型體，然后將預(yù)成型體轉(zhuǎn)移至陰模，并在熱壓罐內(nèi)進(jìn)行注膠及固化。

RTI工藝兼顧了液體成型工藝和熱壓罐固化的優(yōu)點(diǎn)，可進(jìn)行復(fù)合材料制件整體化成型和復(fù)雜型面成型。熱壓罐的固化壓力可加速大尺寸結(jié)構(gòu)樹(shù)脂浸漬過(guò)程，并保證預(yù)成型體的質(zhì)量以及降低制件的孔隙含量。制件的纖維體積含量可通過(guò)注入樹(shù)脂的含量和熱壓罐壓力有效控制。

結(jié)論與展望

綜合大飛機(jī)的先進(jìn)性、使用特性、制造技術(shù)水平和成本考量等因素，主承力結(jié)構(gòu)使用復(fù)合材料已是大勢(shì)所趨，且向著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的整體化、大型化、制造與裝配自動(dòng)化前進(jìn)。出于經(jīng)濟(jì)性的考慮，以液體成型為代表的非熱壓罐制造工藝以其整體成型、復(fù)雜型面成型的能力和低能耗、低成本的優(yōu)勢(shì)必將成為飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)制造技術(shù)的主要發(fā)展方向。

先進(jìn)復(fù)合材料作為我國(guó)的一項(xiàng)“卡脖子”技術(shù)，亟需突破復(fù)合材料應(yīng)用到主承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)分析、制造裝配、試驗(yàn)驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)，建立符合適航標(biāo)準(zhǔn)的大型民機(jī)復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)研制全流程。

我國(guó)通過(guò)民機(jī)型號(hào)研制以及一系列民機(jī)預(yù)先研究，已初步建立了“設(shè)計(jì)–制造–裝配–維修”的復(fù)合材料一體化概念和相配套的技術(shù)體系，但也面臨著材料體系單一、材料規(guī)范不全、材料性能數(shù)據(jù)積累不足、供應(yīng)鏈不完善等問(wèn)題。

隨著國(guó)際競(jìng)爭(zhēng)的加劇，先進(jìn)復(fù)合材料作為我國(guó)的一項(xiàng)“卡脖子”技術(shù)，應(yīng)以“自主可控”為目標(biāo)，盡快實(shí)現(xiàn)其國(guó)產(chǎn)化，并提升其設(shè)計(jì)分析、制造裝配、試驗(yàn)驗(yàn)證等關(guān)鍵技術(shù)的成熟度，建立符合適航標(biāo)準(zhǔn)的大型民機(jī)國(guó)產(chǎn)化復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)研制全流程。