復合材料液態(tài)成型工藝結構設計及制造技術分析

王強，姜志峰，付杰斌，陳龍輝

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

復合材料液態(tài)成型工藝結構設計及制造技術分析

王強，姜志峰，付杰斌，陳龍輝

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

主要對復合材料液態(tài)成型工藝特點進行分析，本文介紹了國內外復合材料液態(tài)成型工藝及其在結構上的應用情況，探討了液態(tài)成型工藝復合材料結構設計及制造技術的發(fā)展思路。

液態(tài)成型；復合材料；結構

0 引言

成型工藝方法是飛機復合材料結構研發(fā)需要面對的主要技術問題之一。對于具體的結構目標，成型工藝方法的選擇將直接影響復合材料的應用效益。在實際結構的研發(fā)生產中，應針對具體的性能／成本目標，基于不同成型工藝方法的固有特點，形成最為合理的結構設計和制造方案。簡單地求新或不加分析地模仿均難獲取最優(yōu)的性能／成本綜合效益，而此效益是衡量復合材料應用水平的根本尺度。

液態(tài)成型是在低成本復合材料技術思想指導下出現(xiàn)的復合材料成型技術。復合材料液態(tài)成型技術是一項數(shù)字化制造技術，便于零件的整體成型。

1 復合材料液態(tài)成型工藝分析

復合材料液體成型工藝是繼熱壓罐成型工藝之后開發(fā)的最成功的復合材料成型工藝，也是最成功的非熱壓罐低成本復合材料成型工藝，在飛機結構上應用的液態(tài)成型工藝主要有樹脂傳遞模塑法（RTM）、樹脂膜熔融浸漬法（RFI）和真空輔助樹脂浸漬法（VARI）。其中，RTM工藝的原理是，在模具內預先放置干態(tài)纖維或織物預制件，在壓力注入或外加真空輔助條件下，液態(tài)、具有反應活性的低黏度樹脂貫穿流動并充填閉合模具，排出氣體同時浸潤并浸漬干態(tài)纖維結構。在完成浸潤浸漬后，樹脂在模具內通過熱引發(fā)交聯(lián)反應完成固化，最終得到成型的制品；VARI工藝是在真空狀態(tài)下排除纖維增強體中的氣體，利用樹脂的流動、滲透，實現(xiàn)對纖維及其織物浸漬；RFI工藝則介于VARI工藝和熱壓罐工藝之間，其樹脂基體為預浸料樹脂，只是省去了預浸料的制備工藝，將預浸料樹脂制備成樹脂膜后鋪在增強材料之下或增強材料層之間，然后在熱壓罐的熱和壓力下滲透浸潤增強材料并固化成型。

1.1 RTM成型工藝

RTM成型原理如圖1所示。

RTM是將樹脂注入閉合模具中浸潤增強材料并固化的工藝方法，是近年來發(fā)展迅速的適宜多品種、中批量、高質量先進復合材料制品生產的成型工藝。RTM適用于單向帶層壓板（干態(tài)）、復雜形狀編織件（二維織布干態(tài)、三維編織件干態(tài)）和泡沫夾層結構，因其對樹脂面內流動阻礙太大而無法采用縫合、ZPin等層間增強工藝。

圖1 RTM成型原理

RTM的特點明顯，主要體現(xiàn)在：

1）提供在非熱壓罐環(huán)境下制造具備較高力學性能的結構零件的可能性。

對于不具備熱壓罐設施而有意制造一些小尺寸結構件的生產商，此特點具有非常重要的意義。盡管模具方面要求的資金投入會顯著高于預浸料工藝，但與建立熱壓罐設施要求的投入相比，此法節(jié)省成本的效果頗為明顯。

2）可以滿足較高的零件尺寸精度要求。

由于成型過程在密閉的模腔內進行，RTM方法制造的零件可以滿足較高的尺寸精度要求。尤其對于有較高厚度向尺寸精度要求的零件，此法可突破預浸料工藝方法的局限。

具有無需膠衣涂層即可為構件提供雙面光滑表面的能力，能制造出具有良好表面品質的、高精度的復雜構件，結構件的尺寸精度高，一般無需精加工；成型效率高，適合于中等規(guī)模復合材料制品的生產，便于使用計算機輔助設計進行模具和產品設計。

3）彌補預浸料工藝在特殊形狀結構制造和厚度向增強方面的局限性。

RTM方法的另一個非常重要的特點是：可以通過纖維預成型體制造方法的多樣性來克服預浸料工藝方法在一些零件上面臨的鋪覆困難，以及預浸料工藝方法在零件厚度向增強方面的局限性。

4）具有環(huán)境保護方面的優(yōu)點。

RTM方法的樹脂原料在工藝全過程中處于密閉容器之內。成型過程中散發(fā)的揮發(fā)性物質很少，有利于身體健康和環(huán)境保護，因此，與其他成型工藝方法相比，在環(huán)境保護方面有突出優(yōu)點。

5）存在纖維含量和零件尺寸方面的局限性。

RTM方法如用于制造高纖維含量的結構零件，與預浸料工藝方法相比，會面臨較大的困難。同時，由于需承受模腔內的成型壓力，對模具剛度和強度具有很高的要求。零件尺寸愈大，模具的設計和制造愈為困難。因此，此法不宜用于制造大尺寸的結構零件。

6）對樹脂工藝性有特殊要求。

RTM方法要求樹脂在一定時間段內保持足夠低的粘度，以使樹脂有可能充分滲入纖維預成型體的內部空隙之中，否則結構的質量難以保證。同時，由于樹脂的轉移過程在密閉的模腔中進行，為避免結構內部產生氣孔，要求不能采用可揮發(fā)溶劑來降低樹脂的粘度。因此，相應樹脂的研發(fā)過程必須對樹脂的工藝性有較多的兼顧。

1.2 RFI成型工藝技術

RFI成型技術原理如圖2所示。

圖2 RFI成型技術原理

RFI是目前綜合性能最佳的復合材料成型工藝之一，與傳統(tǒng)RTM相比，其特點為：樹脂基體為固體，存貯、運輸方便；操作簡單，加工周期短，廢品率低，可經(jīng)濟快速地成型結構尺寸大的制品；RFI只需加工單面模具，大大降低了模具的加工設計費用；RFI成型壓力低，模具的選材機動性強；成型不需要大型復雜的樹脂計量注射設備，大大降低了設備成本；制品纖維含量高（接近70%），空隙率低(0～0．1%)；工藝不采用預浸料，樹脂揮發(fā)少，VOC(揮發(fā)有機化合物)含量符合IMO（國際有機質量標準）標準，更有利于操作者的身體健康和環(huán)境保護。

與預浸料工藝方法相比，RFI方法的真正獨特之處在于：提供了在大型壁板類構件上實現(xiàn)局部縫合增強的可能性。此法雖減免了預浸料制造工序，但一般仍需熱壓罐設施的支持，對樹脂的工藝性要求也苛于預浸料方法。RFI工藝的關鍵有預形件合理的設計、鋪設、模具設計和全過程中的尺寸控制。RFI工藝適合于制作大型、復雜型面、帶加強筋條乃至帶加強墻和梁的結構件。適用于單向帶層壓板（干態(tài)）、編織件（干態(tài)）、縫合結構和Z-Pin結構，層間增強結構對樹脂流動無阻礙。

1.3 VARI成型工藝

VARI成型技術原理如圖3所示。

圖3 VARI成型技術原理

VARI成型工藝的模具簡單，對模具材料要求也低，又特別適合于大型結構件的生產。它既可用于層壓板、又可用于蜂窩夾層結構，還可以在結構內表面鑲嵌加強筋、內插件、連件，以滿足不同用途的需要。它對單曲面、雙曲面乃至復雜型面的結構都有良好的適應性。該方法要求高度真空和低粘度的樹脂體系。這種樹脂在對纖維滲透時，厚度與前進方向是同步的，所以才有可能以很快的速度完成對纖維織物的浸漬。

它也適合于對縫紉預成形體的浸潤，使復合材料結構具有良好的抗撞特性；還適合于對埋有傳感器結構件的浸潤,呈現(xiàn)智能結構特性。因此，VARI是當前最受世人關注的低成本制造技術。

VARI工藝優(yōu)點:

1）VARI工藝適合成型大厚度、大尺寸的復合材料構件；

2）VARI成形工藝不需要承受注射壓力的閉合模具，僅需要在真空條件下不漏氣的單面模具；

3）VARI成形工藝不需要額外成型壓力，僅需要用密封真空袋保證的真空度；

4）VARI成形工藝作業(yè)溫度低，經(jīng)高溫處理后可在較高溫度下使用；

5）VARI工藝成形的構件力學性能較好、纖維含量較高、孔隙含量低；

6）VARI成形工藝設備投資低、設備使用費用低、生產周期短、能源消耗低、人工費用低；

7）VARI成形工藝環(huán)境健康條件好。

8）VARI適用于單向帶層壓板（干態(tài)）、編織件（干態(tài)）、縫合結構、Z-Pin結構和泡沫夾心結構。層間增強結構對樹脂流動無阻礙，可以結合縫合、編織、特種定型織物等實現(xiàn)復雜結構的整體成型和

Z向增強。

2 國內外研究現(xiàn)狀及差距分析

國外飛機制造領域中，以RTM、RFI、VARI等為代表的復合材料低成本液態(tài)成型工藝已得到廣泛應用。

國外第四代戰(zhàn)機如美國的F-22和F-35上已大量應用了RTM成型復合材料，如F-22共有近400個復合材料件采用RTM技術制造，占F-22全機非蒙皮復合材料重量用量的45%和全部復合材料用量的1/4；F-35中也大量應用了RTM技術，并發(fā)展了RTM整體成型技術。國外先進大型軍用運輸機及客機如A400M、A380、A350、B787上的尾翼、機身、機翼、中央翼盒、發(fā)動機螺旋槳槳葉及主起落架后撐桿等結構也大量采用RTM技術。

美國航空航天局(NASA)蘭利研究中心(Langley Research Center)和美國道格拉斯公司首先用縫合/ RFI技術制造了機翼。A380飛機復合材料后承壓框尺寸6.2×5.5×1.6m，采用RFI工藝技術制造，是迄今為止世界上最大的用RFI成型的整體制件。B787飛機副翼、襟翼、擾流板、后承壓球面框等構件采用VARI工藝制造（圖4）。A400飛機的起落架艙門結構壁板、運動翼面等結構也采用VARI工藝成型（圖5）。

圖4 B787外副翼加筋壁板

圖5 A400M復合材料上貨艙門

國內復合材料低成本液態(tài)成型工藝技術研究雖然起步相對較晚，但發(fā)展很快。近年來出現(xiàn)了多個工藝性和力學及耐熱性能優(yōu)良的液態(tài)成型樹脂基體及其配套定型劑材料和預成型體制備技術。這些液態(tài)成型材料體系突破了低粘度化等技術難題，并建立了相應的材料和工藝標準。3266RTM樹脂基復合材料用于某改型機螺旋槳槳葉，6421RTM樹脂基復合材料用于殲-××B后邊條，高溫固化5284RTM環(huán)氧樹脂基復合材料用于大型運輸機復合材料構件，同時北京航空材料研究院采用VARI成型工藝制備了C919復合材料方向舵。

國內飛機結構低成本復合材料成型技術與國外先進水平相比仍存在一定的差距，主要體現(xiàn)在以下幾點：

1）材料及樹脂體系不夠完備；

2）主承力及大型構件應用水平有限；

3）型號應用經(jīng)驗不足。

3 國內復合材料液態(tài)成型工藝結構應用

3.1復合材料前邊條

復合材料前邊條整體件由上蒙皮、肋、邊緣條和下蒙皮采用RTM成型工藝整體制造，其中邊緣條采用短切纖維填充與主體結構整體成型，如圖6所示。上蒙皮、下蒙皮和肋（金屬加強除外）均采用5284RTM/U3160。

圖6 復合材料前邊條整體件

前邊條成型模具為整體式注膠模具，主要由上模、下模、肋條1-12，蓋板、邊條預成型模具、脫模工裝組成。

3.2 復合材料減速板

減速板結構由減速板梁、上下蒙皮、隔板、蜂窩夾芯、加強板、作動筒接頭等組成，見圖7。其中，除作動筒接頭、襯套及銅網(wǎng)為金屬件外，其余零件均為復合材料件。復材減速板梁采用RTM成型，蒙皮及隔板、加強板采用VARI成型，然后減速板梁、蒙皮隔板與作動筒接頭、蜂窩一起進行二次膠接。二次膠接根據(jù)RTM與VARI材料體系相匹配選取中溫膠膜。

3.3 復合材料機尾罩

復合材料機尾罩整體成型體由RTM整體成型體與4個縱向加強件、4個縱隔板、2個縱向隔板及4個口蓋組成。其中RTM整體成型體與縱向零件通過膠膜進行二次膠接（圖8）。RTM整體成型體由加強環(huán)、環(huán)向加強筋、內蒙皮、外蒙皮、墊塊等分別完成碳纖維織物鋪層預定型體后，與泡沫夾芯（完成熱成型+機加形成預定型體）一起采用RTM工藝整體成型。

3.4 復合材料外側前襟

圖7 減速板結構組成

圖8 RTM整體成型體與縱向零件二次膠接

復合材料外側前襟有上蒙皮組合件和下蒙皮組合件及金屬件機械連接而成。

上蒙皮與1、3長桁采用RFI工藝整體成形。如圖9所示。

圖9 上蒙皮

下蒙皮與復材肋采用縫合/RFI工藝整體成型。下蒙皮成形后與下蒙皮長桁采用二次膠接工藝整體成形，如圖10所示。

3.5 復合材料前起落架機輪護板

復合材料機輪護板由內外蒙皮、兩個工字梁、兩個盒形件、3塊擋板與ROHACELL泡沫采用VARI工藝整體成型，復合材料前邊條鋪放流程見圖11。

圖10 下蒙皮

圖11 復合材料前邊條鋪放流程

3.6 復材方案相對原金屬方案減重效果（表1）

表1 復材方案相對金屬方案減重效果

4 結語

復合材料液態(tài)成型技術可提高外形精度和表面質量并減重，有效降低整體化制造生產成本。飛機結構設計時，應根據(jù)液態(tài)成型工藝特點，選擇合適的成型方法，以獲得最優(yōu)的性能成本綜合效益。

[1]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊·第9冊.載荷、強度和剛度[M].北京：航空工業(yè)出版社，2010.

[2]《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊·第10冊.結構設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2010.

[3]楊乃賓,等.復合材料飛機結構設計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[4]北京航空材料研究院第二十八研究室.樹脂傳遞模塑成型5284RTM環(huán)氧樹脂體系(Q/6S 2084－2006).北京航空材料研究院,2006.

>>>作者簡介

王強，男，1982年出生，2004年畢業(yè)于南京航空航天大學，高級工程師，現(xiàn)從事飛機結構設計工作。

Analysis on Structure Design and Manufacturing Technology of Liquid Composite Molding(LCM)Process

Wang Qiang,Jiang Zhifeng,Fu Jiebin,Chen Longhui

(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

This paper mainly analyzes process features of liquid composite molding,introduces domestic and overseas liquid composite molding process and its application in structure,and discusses development ideas of structure design and manufacturing technology of liquid composite molding process.

Liquid molding;Composite;Structure

2016-10-30）