孟翠翠　徐小偉　何煜文　董浪　許英杰

摘要：? ? ? 以大尺寸泡沫填充帽型復(fù)合材料加筋壁板為對(duì)象， 針對(duì)影響其表面質(zhì)量及內(nèi)部質(zhì)量的整體成型工藝方法進(jìn)行研究。 從壁板內(nèi)R區(qū)加捻量、 透氣氈的鋪放方式、 壓力墊的放置方式三個(gè)主要工藝參數(shù)考慮， 以制件的表面質(zhì)量、 無損內(nèi)部質(zhì)量為衡量指標(biāo)， 開展了不同成型工藝參數(shù)下的試驗(yàn)驗(yàn)證。 基于工藝參數(shù)影響規(guī)律研究結(jié)果， 得到最佳表面質(zhì)量、 內(nèi)部質(zhì)量控制方法。 對(duì)泡沫和蒙皮接觸的內(nèi)R區(qū)進(jìn)行加捻時(shí)， 按照計(jì)算公式可得到最佳捻?xiàng)l寬度。 制袋時(shí)透氣氈整體放置， 可消除零件表面的壓痕。 此結(jié)構(gòu)及尺寸的零件無需放置壓力墊， 但對(duì)于具有復(fù)雜幾何過渡的零件， 則必須考慮整體的壓力墊設(shè)計(jì)。 通過該研究， 成功制造了9.5 m×0.9 m泡沫填充帽型復(fù)合材料加筋壁板。

關(guān)鍵詞：? ? ?復(fù)合材料； 泡沫填充； 共膠接； 帽型加筋壁板； 工藝參數(shù)中圖分類號(hào)：? ? ? TJ760； V257

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：? ? A文章編號(hào)：? ? ?1673-5048（2023）02-0059-05

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0256

0引言

高強(qiáng)度纖維特別是碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料因其高比強(qiáng)度和比模量性能， 具有優(yōu)異的減重效果， 在飛機(jī)結(jié)構(gòu)件上得到廣泛應(yīng)用。 復(fù)合材料通過集成設(shè)計(jì)與整體成型技術(shù)， 可以大幅減少緊固件數(shù)量， 將多個(gè)次級(jí)零件整體成型為單個(gè)主體零件從而顯著降低裝配成本， 是一種降低復(fù)合材料制備成本的有效方法， 已成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制造技術(shù)的發(fā)展方向， 也是復(fù)合材料應(yīng)用發(fā)展的必然趨勢(shì)［1-3］。 復(fù)合材料加筋壁板是復(fù)合材料機(jī)翼、 機(jī)身等主承力構(gòu)件的主要結(jié)構(gòu)形式［4］， 20世紀(jì)70年代中期以來， 美國的民機(jī)上率先應(yīng)用復(fù)合材料機(jī)翼壁板結(jié)構(gòu)， 歐洲隨即也在新研制的民機(jī)上采用復(fù)合材料機(jī)翼壁板結(jié)構(gòu)［5］， 如Boeing787機(jī)翼、 尾翼壁板， 空客A350機(jī)翼、 尾翼壁板［6］， 復(fù)合材料在民機(jī)上的用量已經(jīng)從1980年整機(jī)質(zhì)量的4％上升到目前的50％［7］。

目前復(fù)合材料整體化制造的研究主要圍繞加筋壁板結(jié)構(gòu)件。 Li等［8］采用設(shè)置預(yù)制調(diào)型孔的硅橡膠芯模與復(fù)材工藝蓋板的內(nèi)外膨脹定位法成型復(fù)合材料帽型加筋壁板。 葉宏軍等［9］采用5428/T700預(yù)浸料制造了工型加筋壁板， 研究了共膠接成型工藝。 Hasan等［10］對(duì)帽型加筋壁板翹曲變形情況進(jìn)行了討論， 發(fā)現(xiàn)在厚截面位置， 共固化成型方式檢測(cè)到的翹曲量明顯小于二次固化與二次膠接。 李向蘇等［11］通過Airpad橡膠包覆帽型長(zhǎng)桁得到表面光滑平整的復(fù)合材料帽型加筋壁板。 Xie等［12］提出一種基于硅膠氣囊芯棒的碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料帽狀加筋板共固化新工藝， 成型過程中零件的厚度和壓力相對(duì)均勻， 有效提高了成型精度。 羅剛堂等［13］對(duì)T型加筋壁板采用硬-硬組合模具或軟-硬組合模具以及干長(zhǎng)桁-濕蒙皮、 濕長(zhǎng)桁-干蒙皮的成型工藝進(jìn)行了研究。 Kim等［14］對(duì)帽型加筋壁板的固化形式、 芯模材料等因素對(duì)壁板成型質(zhì)量、 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響進(jìn)行了研究。 楊博等［15］使用環(huán)氧碳纖維預(yù)浸料CCF300/BA9916-Ⅱ， 采用共固化的成型方法， 研制了復(fù)合材料工型加筋壁板。 相比T型、 工型加筋壁板， 帽型加筋壁板因其具有良好的后屈曲承載能力及結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性好、 傳遞周向載荷效率高、 減重效果好的優(yōu)點(diǎn)， 近年來在航空結(jié)構(gòu)件上得到廣泛應(yīng)用。 馬剛等［16］通過研究帽型加筋壁板氣囊的制作工藝， 完成了C919后機(jī)身壁板的制造。 Ambur等［17］對(duì)泡沫填充帽型加筋壁板的力學(xué)性能進(jìn)行了研究， 驗(yàn)證了帽型加筋壁板具有出色的損傷承載能力。

目前國內(nèi)外對(duì)于復(fù)合材料帽型加筋壁板的研究主要集中在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、 力學(xué)性能測(cè)試與仿真模擬以及損傷失效模式的理論和實(shí)驗(yàn)研究［18-19］， 對(duì)于制造工藝、 特別是成型工藝參數(shù)的研究相對(duì)較少。 對(duì)于帽型加筋壁板而言， 其表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量控制難度較大， 不合適的工藝參數(shù)會(huì)導(dǎo)致壁板表面、 內(nèi)部產(chǎn)生缺陷。 為此， 本文針對(duì)大尺寸泡沫填充帽型復(fù)合材料加筋壁板整體成型工藝方法進(jìn)行研究， 分析了不同工藝參數(shù)對(duì)成型質(zhì)量的影響規(guī)律， 得到最佳表面質(zhì)量、 內(nèi)部質(zhì)量的控制方法。通過該研究， 成功制造了尺寸為9.5 m×0.9 m的泡沫填充帽型復(fù)合材料加筋壁板。

1帽型加筋壁板結(jié)構(gòu)形式及成型工藝

復(fù)合材料泡沫填充帽型加筋壁板的結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。 加筋壁板主要由蒙皮和帽型加強(qiáng)筋條組成， 蒙皮截面為變厚度形式， 由根部到尖部逐漸變薄。 帽型筋條內(nèi)填充聚甲基丙烯酰亞胺（polymethacrylimide， PMI）泡沫芯， 泡沫芯上的蒙皮由加強(qiáng)層和整層組成。 帽型加筋壁板又稱為Ω型加筋壁板， 相對(duì)于T型、 工型、 L型等結(jié)構(gòu)來說， 具有結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性好、 傳遞周向載荷效率高的優(yōu)點(diǎn)， 在滿足強(qiáng)度、 硬度和穩(wěn)定性的前提下， 可大幅減輕結(jié)構(gòu)重量。 泡沫填充對(duì)結(jié)構(gòu)件受力的關(guān)鍵部位進(jìn)行剛度加強(qiáng)， 不僅減少了芯材的用量和成本， 同時(shí)可以提高結(jié)構(gòu)件的使用效率并降低結(jié)構(gòu)件重量。

采用熱壓罐工藝成型圖1中的復(fù)合材料帽型加筋壁板， 成型工藝流程如圖2所示。 先將PMI泡沫機(jī)加成型， 然后將已固化的下蒙皮與PMI泡沫組合， 再進(jìn)行帽型蒙皮預(yù)浸料鋪貼， 最后膠接共固化。

2工藝參數(shù)影響試驗(yàn)

復(fù)合材料帽型加筋壁板成型質(zhì)量的常用衡量指標(biāo)為表面質(zhì)量、 內(nèi)部質(zhì)量， 以及帽型筋的軸線度， 其中表面質(zhì)量包括樹脂堆積、 鋪層皺褶、 凹坑、 貧膠等； 內(nèi)部質(zhì)量包括分層、 空隙、 加雜、 脫粘等； 帽型筋的軸線度主要指成型后帽型筋在蒙皮上的實(shí)際軸線位置與設(shè)計(jì)位置的偏差。 成型后的帽型加筋壁板要求無表面及內(nèi)部缺陷， 且軸線度控制在±1.5 mm。 以上指標(biāo)中， 帽型筋的軸線度可以采用捻?xiàng)l固定和抽真空壓實(shí)的方法進(jìn)行控制， 表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量則和多種工藝參數(shù)相關(guān)， 如加捻量會(huì)影響帽型筋外R區(qū)的成型質(zhì)量， 不同壓力墊放置方式會(huì)通過改變壓力傳遞均勻性從而影響零件表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量， 不同透氣氈鋪放方式會(huì)通過改變帽型筋的透氣均勻性從而影響其表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量。 為此， 本文針對(duì)復(fù)合材料帽型加筋壁板的表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量， 開展了不同工藝參數(shù)下的成型試驗(yàn)， 基于成型后試驗(yàn)件的檢測(cè)結(jié)果分析加捻量、 透氣氈鋪放方式、 壓力墊放置方式的影響規(guī)律。

2.1加捻量影響試驗(yàn)

壁板泡沫芯定位后， 需要在加捻區(qū)增加適量捻?xiàng)l， 加捻量的多少直接影響帽型筋外R區(qū)的內(nèi)部質(zhì)量和表面質(zhì)量。 通過加入不同寬度的捻?xiàng)l進(jìn)行成型試驗(yàn)， 其中試驗(yàn)件1的捻?xiàng)l寬度為12 mm； 試驗(yàn)件2的捻?xiàng)l寬度為24 mm； 試驗(yàn)件3的捻?xiàng)l寬度為36 mm； 試驗(yàn)件4的捻?xiàng)l寬度為48 mm。

2.2透氣氈鋪放方式影響試驗(yàn)

由于帽型加筋壁板靠袋型面較復(fù)雜， 為了防止帽型筋底部透氣氈架橋而引起壓力傳遞不均， 按照經(jīng)驗(yàn)需要將可能架橋的透氣氈處剪開， 然后在其上搭接透氣氈。 成型過程中采用3種不同的透氣氈鋪放方式， 包括： （1）將帽型筋處透氣氈剪開， 并在此處搭接相應(yīng)尺寸透氣氈； （2）將帽型筋之間的透氣氈剪開并搭接； （3）鋪放整張透氣氈。

2.3壓力墊放置方式影響試驗(yàn)

帽型筋與蒙皮的過渡區(qū)域是最易出現(xiàn)壓力傳遞不均的區(qū)域， 從而造成零件表面和內(nèi)部的缺陷。 通?？梢圆捎肁irpad壓力墊來改善壓力傳遞的均勻性， 為此， 本文研究了壓力墊的放置方式對(duì)零件表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量的影響， 包括： （1）零件表面局部（帽型筋處無壓力墊）放置已固化的Airpad壓力墊； （2）零件表面局部放置未固化的Airpad壓力墊； （3）零件表面放置已固化的Airpad壓力墊； （4）不放置壓力墊。

3結(jié)果與分析

3.1加捻量的影響規(guī)律分析

對(duì)不同加捻量成型后的加筋壁板進(jìn)行表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量的檢測(cè)， 可以發(fā)現(xiàn)加捻?xiàng)l的寬度對(duì)帽型筋外R區(qū)表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量均有影響， 結(jié)果如表1所示。 圖3中加捻區(qū)域的面積可以采用如下公式進(jìn)行計(jì)算：

3.2透氣氈鋪放方式的影響規(guī)律分析

試驗(yàn)結(jié)果顯示， 透氣氈的鋪放方式直接影響零件表面質(zhì)量（如表2所示）。 可以看到， 將帽型筋處透氣氈剪開， 并在此處搭接相應(yīng)尺寸透氣氈后， 成型得到的試驗(yàn)件帽型筋兩邊立面產(chǎn)生了突起壓痕； 將帽型筋之間的透氣氈剪開并搭接后， 成型得到的試驗(yàn)件帽型筋之間的表面形成了突起壓痕； 而采用鋪放整張透氣氈的方式后， 成型得到的試驗(yàn)件表面平整、 光滑。

分析上述3種試驗(yàn)件的表面質(zhì)量， 可以看出零件上的突起壓痕均是在透氣氈搭接處產(chǎn)生， 這是由于在熱壓罐壓力作用下， 透氣氈被壓縮， 搭接處會(huì)形成明顯的棱， 從而將零件表面壓出痕跡。 因此， 對(duì)于型面較復(fù)雜的零件， 在鋪放透氣氈的過程中， 首先需要判斷是否可能存在透氣氈架橋， 若條件允許則盡量使用整張鋪放透氣氈的方式保證表面質(zhì)量。

3.3壓力墊放置方式的影響規(guī)律分析

采用不同的壓力墊放置方式成型得到4種試驗(yàn)件， 分別檢測(cè)其表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量， 試驗(yàn)結(jié)果如表3所示。 可以看到， 局部放置已固化或未固化的Airpad壓力墊， 成型后零件內(nèi)部質(zhì)量較好， 無缺陷， 但均會(huì)在帽型筋底部產(chǎn)生壓痕； 而整體放置已固化的Airpad壓力墊或不放置壓力墊， 成型后零件的表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量均較好。

造成上述現(xiàn)象的原因主要是局部放置壓力墊會(huì)造成帽型筋與蒙皮的壓力差異， 從而在帽型筋底部形成壓痕， 而整體放置壓力墊或不放置壓力墊， 成型過程中零件表面處于均勻受壓狀態(tài)， 因此不會(huì)形成壓痕等表面缺陷。 對(duì)于本文所研究的帽型加筋壁板， 零件的幾何過渡較為平緩， 因此不放置壓力墊也能獲得較好的壓力傳遞效果并保證零件成型質(zhì)量。 但對(duì)于具有復(fù)雜幾何過渡和變厚度特征的復(fù)合材料零件， 則必須合理設(shè)計(jì)壓力墊的放置方式來調(diào)節(jié)壓力傳遞效果。

基于上述工藝參數(shù)影響規(guī)律的分析結(jié)果， 本文進(jìn)一步成型得到如圖6所示的泡沫芯填充帽型加筋復(fù)合材料壁板， 壁板尺寸為9.5 m×0.9 m。 經(jīng)檢測(cè)， 該壁板零件的表面質(zhì)量、 內(nèi)部質(zhì)量， 以及帽型筋的軸線度均符合設(shè)計(jì)要求。

4結(jié)論

本文針對(duì)大尺寸泡沫填充帽型復(fù)合材料加筋壁板成型， 對(duì)其整體成型工藝方法進(jìn)行研究， 分析了不同工藝參數(shù)對(duì)成型質(zhì)量的影響規(guī)律， 得到如下結(jié)論：

（1） 針對(duì)本文制造的帽型加筋壁板， 對(duì)泡沫和蒙皮接觸的內(nèi)R區(qū)進(jìn)行加捻時(shí)， 按照捻?xiàng)l寬度36 mm進(jìn)行加捻的壁板固化后表面質(zhì)量和內(nèi)部質(zhì)量均最佳， 這驗(yàn)證了理論計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性。

（2） 制袋時(shí)透氣氈整體放置， 則可消除零件表面的壓痕， 使零件表表面平整、 光滑。

（3） 整體放置壓力墊， 成型過程中零件表面處于均勻受壓狀態(tài)， 不會(huì)形成壓痕等表面缺陷， 使零件表面平整、 光滑； 對(duì)于本文所研究的帽型加筋壁板， 零件的幾何過渡較為平緩， 因此不放置壓力墊也能獲得較好的成型質(zhì)量， 但對(duì)于具有復(fù)雜幾何過渡和變厚度特征的復(fù)合材料零件， 則必須合理設(shè)計(jì)壓力墊的放置方式。

參考文獻(xiàn)：

［1］ 坎貝爾 F C. 先進(jìn)復(fù)合材料的制造工藝［M］. 戴棣， 朱月琴， 譯.上海： 上海交通大學(xué)出版社， 2016.Campbell F C. Manufacturing Processes for Advanced Composites［M］. Translote by Dai Di and? Zhu Yueqin. Shanghai： Shanghai Jiao Tong University Press， 2016.（in Chinese）

［2］ 王詠梅. 淺談國內(nèi)復(fù)合材料設(shè)計(jì)制造一體化技術(shù)［J］. 航空制造技術(shù)， 2012， 55（18）： 49-52.Wang Yongmei. Integration Technology of Domestic Composites Design and Manufacturing［J］. Aeronautical Manufacturing Technology， 2012， 55（18）： 49-52.（in Chinese）

［3］ Li J， Yao X F， Liu Y H， et al. A Study of the Integrated Composite Material Structures under Different Fabrication Processing［J］. Composites Part A： Applied Science and Manufacturing， 2009， 40（4）： 455-462.

［4］ 金迪， 寇艷榮. 復(fù)合材料加筋壁板結(jié)構(gòu)選型設(shè)計(jì)［J］. 復(fù)合材料學(xué)報(bào)， 2016， 33（5）： 1142-1146.Jin Di， Kou Yanrong. Structural Style-Selection Design of Compo-site Stiffened Panel［J］. Acta Materiae Compositae Sinica， 2016， 33（5）： 1142-1146.（in Chinese）

［5］ 白江波， 熊峻江， 李雪芹， 等. 復(fù)合材料機(jī)翼整體成型技術(shù)研究［J］. 復(fù)合材料學(xué)報(bào)， 2011， 28（3）： 185-191.Bai Jiangbo， Xiong Junjiang， Li Xueqin， et al. Research on Processing Technology of Integral Composite Wing［J］. Acta Materiae Compositae Sinica， 2011， 28（3）： 185-191.（in Chinese）

［6］ 施曉春， 馮浩， 羅琳胤， 等. 復(fù)合材料在飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用及無損檢測(cè)標(biāo)準(zhǔn)［J］. 航空制造技術(shù)， 2014， 57（22）： 116-119.Shi Xiaochun， Feng Hao， Luo Linyin， et al. Application of Composites in Aircraft Main Load-Bearing Structure and Standard of NDI［J］. Aeronautical Manufacturing Technology， 2014， 57（22）： 116-119.（in Chinese）

［7］ 馬立敏， 張嘉振， 岳廣全， 等. 復(fù)合材料在新一代大型民用飛機(jī)中的應(yīng)用［J］. 復(fù)合材料學(xué)報(bào)， 2015， 32（2）： 317-322.Ma Limin， Zhang Jiazhen， Yue Guangquan， et al. Application of Composites in New Generation of Large Civil Aircraft［J］. Acta Materiae Compositae Sinica， 2015， 32（2）： 317-322.（in Chinese）

［8］ Li S J， Pu Y W， Zhan L H， et al. Effect of Mandrel Structures on Co-Curing Quality for Polymer Composite Hat-Stiffened Structures［J］. Fibers and Polymers， 2015， 16（9）： 1898-1907.

［9］ 葉宏軍， 翟全勝， 陳際偉， 等. 5428/T700復(fù)合材料“Ⅰ”字加筋壁板共膠接工藝［J］. 航空制造技術(shù)， 2009， 52（S1）： 33-35.Ye Hongjun， Zhai Quansheng， Chen Jiwei， et al. Co-Bonding Process of 5428/T700 Composites Panels with “Ⅰ”-Shape Stiffener［J］. Aeronautical Manufacturing Technology， 2009， 52（S1）： 33-35.（in Chinese）

［10］ Hasan Z， Rader J， Olson A， et al. Design， Analysis and Fabrication of Thick Co-Cured Wing Structures［J］. Composites Part B： Engineering， 2019， 177： 107335.

［11］ 李向蘇， 尹龍， 李敏. 泡沫填充帽形加筋結(jié)構(gòu)復(fù)合材料壁板成型工藝研究［J］. 高科技纖維與應(yīng)用， 2011， 36（5）： 15-17.Li Xiangsu， Yin Long， Li Min. Composite Reinforced Foam-Filled Cap-Shaped Wall Structure of Manufacturing Process［J］. Hi-Tech Fiber & Application， 2011， 36（5）： 15-17.（in Chinese）

［12］ Xie P P， Zhu S， Shao Y Y， et al. Simulation and Experimental Analysis of Autoclave Co-Curing CFRP Hat-Stiffened Panels with Silicone Airbag Mandrels［J］. Iranian Polymer Journal， 2019， 28（6）： 505-514.

［13］ 羅剛堂， 李敏， 顧軼卓， 等. 共膠接T型加筋壁板模具設(shè)計(jì)及成型工藝研究［J］. 玻璃鋼/復(fù)合材料， 2012（5）： 58-64.Luo Gangtang， Li Min， Gu Yizhuo， et al. Study on Design of Mould Assembly and Molding Processing for Co-Bonding T-Stiffened Skin Structure［J］. Fiber Reinforced Plastics/Composites， 2012（5）： 58-64.（in Chinese）

［14］ Kim G H， Choi J H， Kweon J H. Manufacture and Performance Evaluation of the Composite Hat-Stiffened Panel［J］. Composite Structures， 2010， 92（9）： 2276-2284.

［15］ 楊博， 王菲， 陳永清， 等. 大尺寸復(fù)合材料“Ⅰ”形加筋壁板研制［J］. 航空制造技術(shù)， 2014， 57（15）： 112-115.Yang Bo， Wang Fei， Chen Yongqing， et al. Manufacturing of Large Composites Panel with Ⅰ-Stiffeners［J］. Aeronautical Manu-facturing Technology， 2014， 57（15）： 112-115.（in Chinese）

［16］ 馬剛， 唐文峰. 民用航空含Ω型長(zhǎng)桁復(fù)合材料加筋壁板制造技術(shù)研究［J］. 航空制造技術(shù)， 2017， 60（12）： 74-77.Ma Gang， Tang Wenfeng. Study on Manufacturing Technology of Ω Type Stiffened Panel of Civil Aviation［J］. Aeronautical Manufacturing Technology， 2017， 60（12）： 74-77.（in Chinese）

［17］ Ambur D R， Dexter B H. Structural Performance of a Compressively Loaded Foam-Core Hat-Stiffened Textile Composite Level［C］∥37th Structure， Structural Dynamics and Materials Conference， 1996： 1734-1747.

［18］ Mo Y M， Ge D Y， He B L. Experiment and Optimization of the Hat-Stringer-Stiffened Composite Panels under Axial Compression［J］. Composites Part B： Engineering， 2016， 84： 285-293.

［19］ 孫晶晶， 張曉晶， 宮占峰， 等. 復(fù)合材料帽型筋條脫粘的失效機(jī)理分析［J］. 航空學(xué)報(bào)， 2013， 34（7）： 1616-1626.

Sun Jingjing， Zhang Xiaojing， Gong Zhanfeng， et al. Failure Mechanism Study on Omega Stringer Debonding［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2013， 34（7）： 1616-1626.（in Chinese）

Study on Manufacturing Process of Large Size Foam-Filled

Composite Hat-Stiffened Panel

Meng Cuicui Xu Xiaowei He Yuwen Dong Lang Xu Yingjie

（1. AVIC Xian Aircraft Industry Group Company Ltd.， Xian 710089， China; 2. State IJR Center of

Aerospace Design and Additive Manufacturing， Northwestern Polytechnical University， Xian 710072， China;

3. School of Mechanical Engineering， Northwestern Polytechnical University， Xian 710072， China）

Abstract： The molding process methods affecting the surface quality and internal quality of large size foam-filled composite hat-stiffened panel is studied. By considering three main process parameters： the amount of twisting in the inner R zone of the wall panel， the placement of the breathable felt and the placement of the pressure pad， the surface quality and the non-destructive internal quality of the parts are taken as indicators and the test verification is carried out under different molding process parameters. Based on the research results of the influence law of process parameters， the best surface quality and internal quality control methods are obtained. When twisting the inner R zone in contact with foam and skin， the optimum twist width can be obtained accor-ding to the calculation formula for twisting. The breathable felt is placed integrally to eliminate the indentation on the surface of the parts during bag manufacturing. Parts of this construction and size do not require the pressure pads， but for parts with complex geometric transitions， the overall? pressure pad design must be considered. Through this research， a 9.5 m×0.9 m foam-filled composite hat-stiffened panel can be successfully manufactured.

Key words：? composite； foam-filled； co-bonding； hat-stiffened panel； process parameters