第28卷第6期 中国材料进展 Voll 28 Nol6 2009年6月 MATERIALS CH INA Jun12009 特约专栏 先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 陈祥宝,张宝艳,邢丽英 (中航工业北京航空材料研究院,北京100095) 摘要:简要介绍了先进树脂基复合材料的特性,从应用的角度总结了先进树脂基复合材料体系、主要成型技术的发展现状 和趋势,回顾了先进树脂基复合材料在航空工业的应用历程,介绍了低温固化和电子束固化复合材料、结构殿波复合材料和 纳米复合材料的最新研究进展,最后依据国内航空装备发展的需求,讨论分析了国内先进树脂基复合材料的发展重点 关键词:树脂基复合材料;航空应用;发展现状 中图分类号:TB383文献标识码:A文章编号:1674-3962(2009)06-0002-011 app lication and developm ent of advanced Polmer m atr ix Cam posites (Beijing hnst itu te ofAeranaut icalMateria b Be ijing 10009 ching ChEN X angbag ZHANG Baoyan XING L Abs tract The characters of advanced polmer m atr x cam posite were briefly i troduced From the app licat ion pont of view a summ ary of such m aterials as well as the current siuatn and iure development of he ir ma prmanu facturing processes were gien The applicatin history of advanced polymer matrx com posites in av iat in ndustry was reviewed and the latest research results of the bw tem perature cur ng cam pos ites E2bean technology curng com posites m c2 wave absorb ng struc u re cam pos ites and nand2camposites we re reported F nall the developm ent emphasis of advanced polymer m atrix campos ites was analyzed and d scussed based on the requ irem en ts of dam estr aircraft deve bement Key words: polymerm atrx com pos ite aeronaut app Icatian deve bement h story 前言 2500 先进树脂基复合材料是以有机高分子材料为基体、2000 qp=60% 高性能连续纤维为增强材料、通过复合工艺制备而成 具有明显优于原组分性能的一类新型材料2。目前广 CFRP-Ql 泛应用的先进树脂基复合材料主要包括高性能连续纤维 CFRP-UD 增强环氧、双马和聚酰亚胺复合材料。先进树脂基复合 (=60%CFRP-QI =60% 材料具有高比强度和比模量、抗疲劳、耐腐蚀、可设计 =60% 性强、便于大面积整体成型以及具有特殊电磁性能等特 9= ouse content of liber 点,已经成为继铝合金、钛合金和钢之后的最重要航空 结构材料之一4。先进树脂基复合材料在飞机上的应 用,可以实现13‰。~30‰减重效益,这是使用其它材 by carbon fiber 料所不能实现的。因此先进树脂基复合材料的用量已 125 经成为航空结构先进性的重要标志5。图1为先进树 Specific Modulus/GPa.m'k 脂基复合材料和铝合金、钛合金等轻质金属材料的比强图1先进树脂基复合材料和轻质金属材料的比强度和比模量 度和比模量。 Fel 1 Specifr strength and m adu ls of polymer matrix cam posites and a lmnum alloy titan um alby 收稿日期:200906-03 先进树脂基复合材料在性能、设计、制造方面有别 通信作者:陈祥宝,男,1956年生,博士,教授,博士生导师于传统材料的基本特点,主要体现在复合效应、性能的
第 28卷 第 6期 2009年 6月 中国材料进展 MATER IALS CH INA Vol128 No16 Jun12009 特约专栏 收稿日期: 2009- 06 - 03 通信作者: 陈祥宝, 男, 19 56年生, 博士, 教授, 博士生导师 先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 陈祥宝, 张宝艳, 邢丽英 (中航工业北京航空材料研究院, 北京 100095) 摘 要: 简要介绍了先进树脂基复合材料的特性, 从应用的角度总结了先进树脂基复合材料体系、主要成型技术的发展现状 和趋势, 回顾了先进树脂基复合材料在航空工业的应用历程, 介绍了低温固化和电子束固化复合材料、结构 /吸波复合材料和 纳米复合材料的最新研究进展, 最后依据国内航空装备发展的需求, 讨论分析了国内先进树脂基复合材料的发展重点。 关键词: 树脂基复合材料; 航空应用; 发展现状 中图分类号: TB383 文献标识码: A 文章编号: 1674- 3962( 2009) 06- 0002- 011 App lica tion and Developm ent of Advanced Polym er M a tr ix Com posites CHEN X iangbao, ZHANG Baoyan, XING Liying ( Be ijing Institute ofAeronauticalMa teria ls, Be ijing 100095, Ch ina) Ab stra c:t The characters of advanced polymerm atrix composite were briefly in troduced. From the app lication point of view, a summ ary of such ma teria ls, as we ll as the current situa tion and fu ture development of the irma jormanu facturing processes, were given. The applica tion history of advanced polymermatrix composites in aviation industry was reviewed, and the latest research results of the low temperature curing composites, E2beam technology cu ring composites, m ic ro2 wave absorb ing struc tu re composites, and nano2composites we re reported. F ina lly the developmen t emphasis of advanced polymerma trix composite s was analyzed and d iscussed based on the requ iremen ts of domestic a ircraft deve lopment. Ke y words: polyme rmatrix composite; aeronau tic app lication; deve lopment h istory 1 前 言 先进树脂基复合材料是以有机高分子材料为基体、 高性能连续纤维为增强材料、通过复合工艺制备而成, 具有明显优于原组分性能的一类新型材料 [ 1- 2]。目前广 泛应用的先进树脂基复合材料主要包括高性能连续纤维 增强环氧、双马和聚酰亚胺复合材料。先进树脂基复合 材料具有高比强度和比模量、抗疲劳、耐腐蚀、可设计 性强、便于大面积整体成型以及具有特殊电磁性能等特 点, 已经成为继铝合金、钛合金和钢之后的最重要航空 结构材料之一 [ 3- 4]。先进树脂基复合材料在飞机上的应 用, 可以实现 15% ~ 30% 减重效益, 这是使用其它材 料所不能实现的。因此, 先进树脂基复合材料的用量已 经成为航空结构先进性的重要标志 [ 3- 5]。图 1为先进树 脂基复合材料和铝合金、钛合金等轻质金属材料的比强 度和比模量。 图 1 先进树脂基复合材料和轻质金属材料的比强度和比模量 Fig1 1 Sp ecific strength and modu lus of polymer matrix composites and a luminum alloy, titan ium alloy 先进树脂基复合材料在性能、设计、制造方面有别 于传统材料的基本特点, 主要体现在复合效应、性能的
第6期 陈祥宝等:先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 可设计性、多功能兼容性和材料与构件制造的同步 本文主要介绍先进树脂基复合材料体系和制造技 性等。 术、新型复合材料技术的发展以及在航空领域的应用现 复合效应:复合材料中增强体和基体各保持其基本状,并依据航空装备发展的需求,讨论分析国内先进树 特性,通过界面相互作用实现叠加和互补,使复合材料脂基复合材料的主要发展方向 产生优于各组分材料的新的、独特的性能。 性能的可设计性:复合材料的可设计性主要表现为 2先进树脂基复合材料体系 可通过改变材料组分、结构、工艺等调控复合材料性 自从上世纪60年代先进树脂基复合材料得到应用 能,赋予复合材料性能设计以极大的自由度。以及可以以来,为了满足飞机、导弹以及航空发动机发展对先进 按照工程结构的使用要求,选择适当的组分材料和调整树脂基复合材料使用温度的需求,在环氧(EP)复合材 增强纤维的取向,使设计的结构重量轻,安全可靠和经料的基础上,发展了双马(MI复合材料和耐高温聚酰 济合理。 亚胺(PD复合材料。目前作为轻质高效结构材料应用的 多功能兼容性:当对复合材料构件有多种功能要求先进树脂基复合材料主要包括130e以下长期使用的环 时,可增减某种组分,从而在满足主要功能要求的同时氧复合材料体系、150~230e长期使用的MI复合材 又能兼顾其它功能要求。 料体系,260e以上使用的P愎复合材料体系。表1列出 材料与构件制造的同步性:与一般传统材料产品不了国内外常用的典型高性能EP、BMI和PI树脂基复合 同,复合材料产品不是经机械加工制造,而是构件成型材料的主要力学性能、使用温度和冲击后压缩强度 与材料制造同时完成。 CAI). 表1部分高性能环氢、BMI和P树脂基复合材料 Ta bb 1 Some o f te hgh pe rbm ance EP, BMI and P I com pos it Ten sile Tens ile Service Material system MP AGPa strength tmper2 CA IMPa Suppl er ature /e MPa Epoxy 977. 3/M7 CYTEC Engne nbt duct Fusehge w ng cm posite 8552/AS4 He leaper body structure 5228A/CCF3001549 BIAM Horiontal stb lilies Ver cal t il 5228T500 BIAM M issile part 916CCF3001560 BAMIR I Horizntal stblilier Vert cal a il 3261/T300 Helicap ter robr Bim alem de 5250-4/M7 2618 CYTEC Fuselage Wng Vertcal tail can po 5260/M7 380 CYTEC B IAM 5428CCF300 Gw300/700 ARMPI M ES il nstrument capsu b Poly m de R-15/M7 2458 144 NASA LEy s Engine by2passaduct case AFR.700/M72625 160 NASA Langley Engine blade LP. 15/AS4 BIAM Engne split ring KH304/3001320 BA360/T300 MPI/T300 1275 119 370 B IAM V ectorng exaust nozzle flap Notes BLAM) Beijing Institu te of A ermnautcal M ater als BAMTRI Beijng A eronautEal M anufactur ng Technology Research Institu te ARMPD Aerospace Research Institu te ofM ater a ls& processing Technology, CAS2Institute of chem stry CAS
第 6期 陈祥宝等: 先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 可设计性、多功能兼容性和材料与构件制造的同步 性等。 复合效应: 复合材料中增强体和基体各保持其基本 特性, 通过界面相互作用实现叠加和互补, 使复合材料 产生优于各组分材料的新的、独特的性能。 性能的可设计性: 复合材料的可设计性主要表现为 可通过改变材料组分、结构、工艺等调控复合材料性 能, 赋予复合材料性能设计以极大的自由度。以及可以 按照工程结构的使用要求, 选择适当的组分材料和调整 增强纤维的取向, 使设计的结构重量轻, 安全可靠和经 济合理。 多功能兼容性: 当对复合材料构件有多种功能要求 时, 可增减某种组分, 从而在满足主要功能要求的同时 又能兼顾其它功能要求。 材料与构件制造的同步性: 与一般传统材料产品不 同, 复合材料产品不是经机械加工制造, 而是构件成型 与材料制造同时完成。 本文主要介绍先进树脂基复合材料体系和制造技 术、新型复合材料技术的发展以及在航空领域的应用现 状, 并依据航空装备发展的需求, 讨论分析国内先进树 脂基复合材料的主要发展方向。 2 先进树脂基复合材料体系 自从上世纪 60年代先进树脂基复合材料得到应用 以来, 为了满足飞机、导弹以及航空发动机发展对先进 树脂基复合材料使用温度的需求, 在环氧 ( EP )复合材 料的基础上, 发展了双马 ( BM I)复合材料和耐高温聚酰 亚胺 ( P I)复合材料。目前作为轻质高效结构材料应用的 先进树脂基复合材料主要包括 130 e 以下长期使用的环 氧复合材料体系、150~ 230 e 长期使用的 BM I复合材 料体系, 260 e 以上使用的 P I复合材料体系。表 1列出 了国内外常用的典型高性能 EP、BM I和 P I树脂基复合 材料的主要力学性能、使用温度和冲击后压缩强度 ( CAI)。 表 1 部分高性能环氧、BMI和 P I树脂基复合材料 Ta b le 1 Some o f the h ig h pe rfo rm an ce EP, BMI a nd P I comp os ite Material system Ten sile strensth /MPa T ensile modulus /GPa Short b ean shear strength /MPa Service temper2 ature /e CA I/MPa Supplier App lication Epoxy composite 977 - 3 /IM7 2 510 162 125 130 220 CYTEC E ngin e in let du ct, Fu selage, W ing 8552 /AS4 2 100 140 115 120 230 H excel H e licopter body stru cture 5 228A /CCF3 00 1 549 134 105 120 250 BIAM H orizontal stab lilizer, Vertical ta il 5 228 /UT 500 2 400 130 100 130 230 BIAM Missile part 9916 /CCF300 1 560 130 100 120 280 BAMTR I H orizontal stab lilizer, Vertical ta il 3261 /T300 1 520 127 82 80 190 BIAM H elicop ter rotor Bismale2im ide composite 5250 - 4 /IM7 2 618 162 139 177 248 CYTEC Fuselage, W ing, V ertica l tail 5260 /IM7 2 690 165 159 177 380 CYTEC W ing, V ertical tail 5429 /T700 2 710 140 99 150 290 BIAM Fuselage, Cargo door QY89 11 /T300 1 593 132 113 150 178 BAMTR I Outer w ing, Fuselage, V ertical tail 5428 /CCF300 1 988 145 110 170 260 BIAM H orizon tal stab lilizer GW300 /T700 1 920 125 100 260 190 AR IMPI M issile in strumen t capsu le Poly im ide composite PMR- 15 /IM7 2 458 144 104 316 180 NASA Lew is Engine by2pass2du ct case AFR- 700 / IM7 2 625 155 131 370 160 NASA Langley E ngine b lade LP- 15 /AS4 1 850 140 87 280 190 BIAM Engin e sp lit ring KH 304 /T30 0 1 320 135 108 310 185 CAS Eng ine by2p ass2du ct BA360 /T300 1 350 130 105 350 180 BAMTR I Eng ine by2p ass2du ct MPI/T30 0 1 275 119 83 370 - BIAM V ectoring exaust n ozzle flap Notes: BIAM) Beijing Institu te of A eronautica l M ateria ls, BAMTRI) Be ijing A eronautica l M anufacturing Te chnology Re search Institu te, ARIMPI) Aerospace Research Institu te ofM ateria ls& proce ssing Technology, CAS2Institute of chem istry, CAS 3
中国材料进展 第28卷 高性能环氧复合材料体系主要包括低温、中温和高技术、协同增韧技术)取得了明显的进步,具有一定的 温固化EP复合材料。高性能EP复合材料具有较好的技术优势。但在以下二个方面存在明显差距:一是国内 力学性能和韧性、耐环境性能以及优异的工艺性等特先进树脂基复合材料受到国内碳纤维性能的限制,国产 点,适用于制造大型飞机、直升机、无人机和通用飞机碳纤维增强复合材料的部分力学性能明显低于国外 的各类复合材料结构。F-22飞机进气道等内部结构、T80M7中模高强碳纤维增强复合材料,二是国内除 F-35飞机机身、机翼大部分外表面、民用飞机构件了韧性EPBM复合材料和第一代P1复合材料在直升 (如A380和B787飞机的机翼、尾翼)等,主要使用高机、歼击机和航空发动机上得到小批量应用外,高韧性 性能EP复合材料制造。 EP、高韧性BMI复合材料等都没有在大型飞机和歼击 HMI复合材料具有优良的耐高温、耐辐射、耐湿机上得到批量应用,缺乏实际应用的考核和经验积累 热、良好的工艺性等特点,主要用于军机使用温度高、材料成熟度低 复合 料,其中BM1复合材料用量为17y6,主要用于机翼、3先进树脂基复合材料制造技术 平尾、垂尾等承力结构。国内第三代和新型歼击机主要 依据不同类型的复合材料、不同形状的构件以及对 应用BM复合材料8。 构件质量和性能的不同要求,先进树脂基复合材料可采 P复合材料主要以MR型P复合材料为主,按照耐用不同的成型工艺。目前航空航天领域先进树脂基复合 热性分为28)~316ε,30~371e和400~420ε三代材料主要成型工艺包括:热压罐成型技术、RM成形 目前第三代P复合材料正在研制。耐高温PI复合材料主技术、缠绕成型技术、拉挤成型技术、热压成型技术 要应用于高性能航空发动机的冷端部件、高速飞行器和导自动铺放技术等。本节重点介绍复合材料制造中主要应 弹的短期耐热结构和功能结构。典型产品如发动机的外涵用且技术发展明显的热压罐成型技术、RM成型技术 和进气机匣、导弹头锥和进气道整流罩等。 和自动铺放技术的现状及最近的发展 先进飞机长寿命和损伤容限设计要求树脂基复合材311热压罐成型技术 料具有更高的韧性。为了提高复合材料韧性发展了各种 热压罐成型技术是目前国内外先进树脂基复合材料 增韧技术,从早期的橡胶、热塑性树脂本体增韧 最成熟的成型技术之一,复合材料机翼、尾翼等大量承 互穿网络增韧2,发展到目前的热塑性树脂/离位O力构件都采用热压罐成型技术制造。热压罐成型技术有 韧技术、热塑性超薄织物协同增韧技术.采用许多优点其它工艺无法完全替代:1于制备高纤维体积 /离位0和塑性超薄织物协同增韧技术增韧对复合材料含量复合材料,。固化温度场和压力场均匀,复合材料 其他性能影响很小,但冲击后压缩强度(CAD)能够达到构件质量和性能稳定性优异,》成型模具简单;%适于制 300MPa以上(图2,表明/离位0和协同增韧是高效的备较大面积、较复杂结构的高质量复合材料构件。但热压 增韧技术。 罐成型工艺同时存在能源消耗较大、设备投资成本较高以 及制件尺寸受热压罐尺寸限制等问题。自从上世纪60年 ▲5428CX 代以来,热压罐成型技术得到很大的发展,主要体现在整 AL 6421ES-RTM 体成型技术发展和融入大量自动化、数字化技术 图3照片示出了直径5m、长18m的大型热压罐。 ◇LP-15 86421RTM o Thermoplastic toughening A Synergistic toughening 150200250300350 图2不同技术增韧先进树脂基复合材料的韧性 Fd2 The toughne s of advanced polmer matrx camposites us ng different bughen ng echnology 从表1和图2可以看到,和国外相类似国内先进 图3<5m@l8m大型热压罐 树脂基复合材料已经形成体系,部分技术(如离位增韧 Fe3 <5m@18m hrge s ve autocave
中国材料进展 第 28卷 高性能环氧复合材料体系主要包括低温、中温和高 温固化 EP复合材料。高性能 EP复合材料具有较好的 力学性能和韧性、耐环境性能以及优异的工艺性等特 点, 适用于制造大型飞机、直升机、无人机和通用飞机 的各类复合材料结构。F- 22飞机进气道等内部结构、 F- 35飞机机身、机翼大部分外表面、民用飞机构件 (如 A380和 B787飞机的机翼、尾翼 )等, 主要使用高 性能 EP复合材料制造 [ 6]。 BM I复合材料具有优良的耐高温、耐辐射、耐湿 热、良好的工艺性等特点, 主要用于军机使用温度高、 承载大的复合材料构件, F - 22飞机应用 24% 复合材 料, 其中 BM I复合材料用量为 1712%, 主要用于机翼、 平尾、垂尾等承力结构。国内第三代和新型歼击机主要 应用 BM I复合材料 [ 7- 8]。 PI复合材料主要以 PMR型 PI复合材料为主, 按照耐 热性分为 280~ 316 e , 350~ 371 e 和 400~ 420 e 三代, 目前第三代 P I复合材料正在研制。耐高温 P I复合材料主 要应用于高性能航空发动机的冷端部件、高速飞行器和导 弹的短期耐热结构和功能结构。典型产品如发动机的外涵 和进气机匣、导弹头锥和进气道整流罩等 [9- 10]。 先进飞机长寿命和损伤容限设计要求树脂基复合材 料具有更高的韧性。为了提高复合材料韧性发展了各种 增韧技术, 从早期的橡胶、热塑性树脂本体增韧 [ 11]、 互穿网络增韧 [ 12] , 发展到目前的热塑性树脂 /离位 0增 韧技术 [13- 14]、热塑性超薄织物协同增韧技术 [ 15]。采用 /离位0和塑性超薄织物协同增韧技术增韧对复合材料 其他性能影响很小, 但冲击后压缩强度 ( CAI)能够达到 300MPa以上 (图 2), 表明 /离位 0和协同增韧是高效的 增韧技术。 图 2 不同技术增韧先进树脂基复合材料的韧性 F ig1 2 Th e toughness of advanced p olymer matrix composites using d ifferen t toughen ing technology 从表 1和图 2可以看到, 和国外相类似, 国内先进 树脂基复合材料已经形成体系, 部分技术 (如离位增韧 技术、协同增韧技术 )取得了明显的进步, 具有一定的 技术优势。但在以下二个方面存在明显差距: 一是国内 先进树脂基复合材料受到国内碳纤维性能的限制, 国产 碳纤维增强复合材料的部分力学性能明显低于国外 T800, IM7中模高强碳纤维增强复合材料; 二是国内除 了韧性 EP, BM I复合材料和第一代 PI复合材料在直升 机、歼击机和航空发动机上得到小批量应用外, 高韧性 EP、高韧性 BM I复合材料等都没有在大型飞机和歼击 机上得到批量应用, 缺乏实际应用的考核和经验积累, 材料成熟度低。 3 先进树脂基复合材料制造技术 依据不同类型的复合材料、不同形状的构件以及对 构件质量和性能的不同要求, 先进树脂基复合材料可采 用不同的成型工艺。目前航空航天领域先进树脂基复合 材料主要成型工艺包括: 热压罐成型技术、RTM 成形 技术、缠绕成型技术、拉挤成型技术、热压成型技术、 自动铺放技术等。本节重点介绍复合材料制造中主要应 用且技术发展明显的热压罐成型技术、RTM 成型技术 和自动铺放技术的现状及最近的发展。 311 热压罐成型技术 热压罐成型技术是目前国内外先进树脂基复合材料 最成熟的成型技术之一, 复合材料机翼、尾翼等大量承 力构件都采用热压罐成型技术制造。热压罐成型技术有 许多优点其它工艺无法完全替代: ¹于制备高纤维体积 含量复合材料; º固化温度场和压力场均匀, 复合材料 构件质量和性能稳定性优异; »成型模具简单; ¼适于制 备较大面积、较复杂结构的高质量复合材料构件。但热压 罐成型工艺同时存在能源消耗较大、设备投资成本较高以 及制件尺寸受热压罐尺寸限制等问题。自从上世纪 60年 代以来, 热压罐成型技术得到很大的发展, 主要体现在整 体成型技术发展和融入大量自动化、数字化技术 [ 16- 18]。 图 3照片示出了直径 5m、长 18m的大型热压罐。 图 3 < 5m @18 m大型热压罐 F ig1 3 < 5 m @18m large size autoclave 4
第6期 陈祥宝等:先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 复合材料整体成型技术是采用热压罐共固化共胶接 技术,直接实现带梁、肋和墙的复杂结构一次性制造。 整体制造技术可大量减少零件、紧固件数目,从而提高 复合材料结构的应用效率,其主要优点:1减少零件数 目,提高减重效率,降低制造成本;°减少连接件数 目,降低装配成本;》减少分段和对接,构件表面无间 隙、无台阶,有利于降低RCS值,提高隐身性能。图4 是整体成型复合材料机翼壁板。 图4整体成型复合材料机翼壁板 Fig 4 The ntegral structure cm posite w ng panel 图5预浸料铺贴激光定位设备(a)和预浸料自动裁剪设备(b) Fgl 5 The aser locating device for prepreg by2up( a) and 热压罐成型技术从最初的铺贴、裁剪主要依靠手 prep reg au matic cu ttng machne(b) 工发展到和预浸料激光定位铺贴、自动裁剪等自动和环氧树脂体系。5250-4RM树脂在注射温度下粘度 化、数字化技术相结合,明显提高了预浸料铺贴、裁很低,用其制造F-22的正弦波梁(图6),制造费用减 剪的精度,进而提高了复合材料的制造效率和构件质少20%,减少了50的紧固件和加强件,5250-4RIM 量。热压罐成型技术的进一步发展将是和自动铺放技树脂已用于制造F22飞机上的200多个零件,并用于 术相结合,满足大型复合材料构件的高效优质制造的制造F117飞机发动机进气道格栅和空空导弹的雷达 需求。图5为预浸料铺贴激光定位(a)和自动裁剪设罩。PR500为单组分膏状树脂,固化温度为120e 备(b)的照片。 CA值达到234MPa疲劳性能好,F∥A-22上使用了 312RMM成型技术 100多个PR500RM/M7零件,用作驾驶舱支架、地板 树脂传递模塑( Res n Transfer M ouH ng RTM)成型加强肋和接头等。国内已经发展了环氧32665284和 技术是在压力注入或和外加真空辅助条件下,将具有M421QY8911-0等RM树脂体系,其中3266已 反应活性的低粘度树脂注入闭合模具中并排除气体,同经用于飞机螺旋桨桨叶,其它树脂体系正在歼击机和大 时浸润干态纤维结构,在完成浸润后,树脂通过加热引型飞机上进行验证考核P2。几种典型RM树脂基复合 发交联反应完成固化,得到复合材料构件。目前已经有材料的主要性能见表2 多种形式的RM如真空辅助RM(VARM)、压缩 RM(CRM)、树脂渗透模塑(SRMP)、真空滲透法 (VP)、结构反应注射模塑(RM)、真空辅助树脂注 射(VARI)等十多种方法2。RM制造技术适宜多品 种、中批量、高质量复合材料构件制造,具有公差小 表面质量高、生产周期短、生产过程自动化适应性强 生产效率高等优点 RM技术的关键之一是适于RM工艺的低粘度 长使用期、力学性能优异的树脂体系。5250-4RIM 图6RTM成型复合材料波形梁 BM树脂和R500RM环氧树脂是最典型的 RIM BMI Fi6 Cam posite wave fm beam manu factured by rIm process ng
第 6期 陈祥宝等: 先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 复合材料整体成型技术是采用热压罐共固化共胶接 技术, 直接实现带梁、肋和墙的复杂结构一次性制造。 整体制造技术可大量减少零件、紧固件数目, 从而提高 复合材料结构的应用效率, 其主要优点: ¹减少零件数 目, 提高减重效率, 降低制造成本; º减少连接件数 目, 降低装配成本; »减少分段和对接, 构件表面无间 隙、无台阶, 有利于降低 RCS值, 提高隐身性能。图 4 是整体成型复合材料机翼壁板。 图 4 整体成型复合材料机翼壁板 Fig1 4 The in tegral structu re composite w ing panel 热压罐成型技术从最初的铺贴、裁剪主要依靠手 工发展到和预浸料激光定位铺贴、自动裁剪等自动 化、数字化技术相结合, 明显提高了预浸料铺贴、裁 剪的精度, 进而提高了复合材料的制造效率和构件质 量。热压罐成型技术的进一步发展将是和自动铺放技 术相结合, 满足大型复合材料构件的高效优质制造的 需求。图 5为预浸料铺贴激光定位 ( a)和自动裁剪设 备 ( b)的照片。 312 R TM成型技术 树脂传递模塑 ( Resin TransferM ou ld ing, RTM )成型 技术是在压力注入或 /和外加真空辅助条件下, 将具有 反应活性的低粘度树脂注入闭合模具中并排除气体, 同 时浸润干态纤维结构, 在完成浸润后, 树脂通过加热引 发交联反应完成固化, 得到复合材料构件。目前已经有 多种形式的 RTM, 如真空辅助 RTM ( VARTM )、压缩 RTM (CRTM )、树脂渗透模塑 ( SCR IMP )、真空渗透法 (VIP)、结构反应注射模塑 ( SR IM )、真空辅助树脂注 射 (VAR I)等十多种方法 [ 19- 21]。RTM 制造技术适宜多品 种、中批量、高质量复合材料构件制造, 具有公差小、 表面质量高、生产周期短、生产过程自动化适应性强、 生产效率高等优点。 RTM技术的关键之一是适于 RTM 工艺的低粘度、 长使用期、力学性能优异的树脂体系。 5250 - 4RTM BM I树脂和 PR500RTM 环氧树脂是最典型的 RTM, BM I 图 5 预浸料铺贴激光定位设备 ( a)和预浸料自动裁剪设备 ( b ) F ig1 5 The laser locating device for p rep reg lay2up ( a) and p rep reg au tomatic cu ttingmach in e ( b ) 和环氧树脂体系。5250- 4RTM 树脂在注射温度下粘度 很低, 用其制造 F- 22的正弦波梁 (图 6), 制造费用减 少 20% , 减少了 50%的紧固件和加强件, 5250 - 4RTM 树脂已用于制造 F- 22飞机上的 200多个零件, 并用于 制造 F- 117飞机发动机进气道格栅和空空导弹的雷达 罩。PR500为单组分膏状树脂, 固化温度为 120 e , CAI值达到 234MPa, 疲劳性能好, F /A- 22上使用了 100多个 PR500RTM /IM 7零件, 用作驾驶舱支架、地板 加强肋和接头等。国内已经发展了环氧 3266, 5284和 BM I6421, QY8911- Ô等 RTM 树脂体系, 其中 3266已 经用于飞机螺旋桨桨叶, 其它树脂体系正在歼击机和大 型飞机上进行验证考核 [22]。几种典型 RTM 树脂基复合 材料的主要性能见表 2。 图 6 RTM成型复合材料波形梁 F ig1 6 Composite waveform beam manu factured by RTM p rocessing 5
中国材料进展 第28卷 表2典型RM成型复合材料的主要性能 Tabb 2 Man prope rte s of te tpcaIRTM p Cess ng com pos tes 5250-4RM/M7 PR500/M7 K- 4H S Weave 6K- 4HS W eave 642 1/T300 3266G827QY8911-0/300 Long itud na l ten sile strengh MPa 1007 1670 1425 Long tud nal tens ile m odu lus/GPa 143 1050 ongitud nal fiexu ral strengthMP Longitud nal flex ral modu us/GPa 138124 Long em serve h ghest)tem perature /e A pp leaton w ng Spar Rh Radon e R ear edge regu la P rope lbr b bde M issile fiam BAMIR I RIM技术的另一关键是树脂流动过程模拟技术。拟,多种有限元网格剖分形式,注射口、溢料口位置、 通过树脂流动过程的数值模拟,可以了解树脂在模具内大小、方式等自主设定,可输出树脂流场和压力场,可 的流动状态,进而指导和优化模具设计,缩短硏制周以进行变滲透率模拟和变粘度场模拟的/先进树脂基复 期,提高成型质量。国内在RM树脂流动模拟技术方合材料模拟优化技术系统0叫。图7为带工字平板结构 面取得了很大的进步,建立了具有RIM工艺3D构件模二维RM流动模拟及其验证结果。 Pwan2002640224656 267+003 efault Fringe Max2.00+004@Nd89 图7带工字平板结枃RIM成型过程树脂流动模拟及验证结果 FEl 7 RIM process ng smuhtion and vald at on resu o he resn fhw wih/ 10 shape pate structure 313自动铺放技术 自动铺放技术的关键是自动铺放设备。波音公司 自动铺放技术包括预浸料自动铺带技术和纤维自动 C ncnatiMach ne公司与Cytc公司于上世纪70年代中 铺放技术,前者适合铺放形状相对比较简单的复合材料期联合研制自动铺带机1983年第一台商用铺带机进 构件,后者可以铺放形状复杂的复合材料整体结枃。自入生产领域,现已发展到第3代自动铺带机铺带时可 动铺带技术具有铺放效率高、纤维取向偏差小、铺层间自动加热,逐层压实,并带有激光控制铺带定位系 隙控制精度高以及材料利用率高等优点,已广泛应用于统。南京航空航天大学在2006年研制了自动铺带和 复合材料机翼壁板、尾翼壁板等大型复合材料构件的制铺丝原理样机之后又发展了工程样机。北京航空制造 图8表示自动铺放技术的铺放效率 工程研究所通过国际合作,高起点的研制复合材料自动
中国材料进展 第 28卷 表 2 典型 RTM 成型复合材料的主要性能 Tab le 2 Ma in p rop e rtie s o f the typ ica lRTM p ro cess ing comp os ites Prop erties 5250- 4RTM / IM7 - 6K - 4H SW eave PR500 /IM7 - 6K- 4H SW eave 642 1 /T300 3266 /G827 QY891 1- Ô /T3 00 Long itud ina l ten sile strength /MPa 681 1007 1670 16 39 1425 Long itud inal tensile modu lus/GPa 76 83 143 - 137 Longitu dinal compressive streng th /MPa 847 758 - 10 50 1188 Longitud inal fiexu ral strength /MPa 1103 1103 1730 15 80 1830 Lon gitud in al flexu ralmodu lu s/GPa 72. 4 73 138124 Sh ort b eam shear strength /MPa 821 8 81 92 8 5 98 Compression strength after impact/MPa 220 317 - - 175 Long term service( h ighest) temperatu re /e 177 121 150 7 0 150 A pp lication W ing Sp ar, R ib, Radom e F rame, Vertical tail sp ar /rib R ear edge regu la P rope ller b lad e M issile frame Supp lier Cytec 3M BIAM BIAM BAMTR I RTM 技术的另一关键是树脂流动过程模拟技术。 通过树脂流动过程的数值模拟, 可以了解树脂在模具内 的流动状态, 进而指导和优化模具设计, 缩短研制周 期, 提高成型质量。国内在 RTM 树脂流动模拟技术方 面取得了很大的进步, 建立了具有 RTM 工艺 3D构件模 拟, 多种有限元网格剖分形式, 注射口、溢料口位置、 大小、方式等自主设定, 可输出树脂流场和压力场, 可 以进行变渗透率模拟和变粘度场模拟的 /先进树脂基复 合材料模拟优化技术系统 0 [ 23]。图 7为带工字平板结构 二维 RTM流动模拟及其验证结果。 图 7 带工字平板结构 RTM成型过程树脂流动模拟及验证结果 F ig1 7 RTM processing simu lation and valid ation resu lt o f th e resin flow w ith / I0 shap e p late stru cture 313 自动铺放技术 自动铺放技术包括预浸料自动铺带技术和纤维自动 铺放技术, 前者适合铺放形状相对比较简单的复合材料 构件, 后者可以铺放形状复杂的复合材料整体结构。自 动铺带技术具有铺放效率高、纤维取向偏差小、铺层间 隙控制精度高以及材料利用率高等优点, 已广泛应用于 复合材料机翼壁板、尾翼壁板等大型复合材料构件的制 造 [ 24- 25]。图 8表示自动铺放技术的铺放效率。 自动铺放技术的关键是自动铺放设备。波音公司、 C incinatiMach ine公司与 Cytec公司于上世纪 70年代中 期联合研制自动铺带机, 1983年第一台商用铺带机进 入生产领域, 现已发展到第 3代自动铺带机, 铺带时可 自动加热, 逐层压实, 并带有激光控制铺带定位系 统 [ 25]。南京航空航天大学在 2006年研制了自动铺带和 铺丝原理样机, 之后又发展了工程样机。北京航空制造 工程研究所通过国际合作, 高起点的研制复合材料自动 6
第6期 陈祥宝等:先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 Automatic fiber placement Middle Very high 图10B787复合材料前机身 图8不同铺放技术的生产效率比较 Fe 10 B787 cam pas ite foward useage Fgl 8 The camp arisan of produc ng e ffc iency w th diferent prep reg layup or fber phang techn ques 铺带设备,目前相当于国外第3代铺带机的自动铺带设 备(图9)已经开始调试试用。北京航空材料研究院在预 浸带铺带适宜性方面开展了研究工作,建立了预浸带粘 性和可铺性的关系,正以歼击机和大型无人机机翼为应 用对象开展复合材料铺带技术研究,可以预期在大型飞 机和新型歼击机复合材料构件硏制中自动铺带技术将得 到应用 图11F·35复合材料进气道 Fig 11 F-35 cam posite duct skins 题。美国在20世纪末实施了多个低成本复合材料研究 发展计划,主要包括:低成本复合材料设计和制造、低 成本复合材料工艺、先进复合材料技术、低成本复合材 料、经济可承受复合材料技术计划,其中低温固化复合 材料技术是一项重要研究内容。复合材料的低温固化技 术通常指固化温度小于100e,可以自由状态下进行高 温后处理的复合材料技术。复合材料低温固化技术可以 图9复合材料自动铺带设备 大大降低主要由昂贵的成型模具、高能耗设备和高性能 Fgl9 An autonatic tape by machne 工艺辅料等带来的高费用。此外,低温固化复合材料构 件的尺寸精度高、固化残余应力低,适于制备复杂形状 纤维自动铺放技术是在自动铺带+纤维缠绕基础上的大型复合材料构件。 发展起来的。纤维自动铺放技术特别适于制造形状复杂 低温固化高性能复合材料技术研究始于上世纪 的零件,具有制造效率高、材料利用率高、零件质量年代,ACG( A dvanced Campos ites Group)研制了LM10 好、生产成本低、可整体成形复杂形状复合材料构件等和LM40系列低温固化高性能复合材料,并应用于ⅹ 特点。纤维自动铺放技术于上世纪90年度末应用于机34复合材料机翼等航空复合材料构件1。 H excel 身(图10)、进气道(图11)、后压力框以及发动机短舱和M公司在美国空军材料实验室资助下进一步发展了 等复合材料构件的制造。 低温真空压力固化树脂体系46-1639-07HX 4新型树脂基复合材料技术 1567和PR-37122,主要用于复合材料结构修补 Cytec公司发展了60~70e真空压力固化的树脂体系 411低温固化复合材料技术 Cycamx5215获得了低孔隙率且性能优良的复合材 先进树脂基复合材料成本过高已经成为扩大应用的料到。北京航空材料研究院通过合成固化温度 瓶颈,复合材料低成本技术是当前研究的一个热点问(80e)下高活性、室温存贮下低活性的新型潜伏性固
第 6期 陈祥宝等: 先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 图 8 不同铺放技术的生产效率比较 F ig1 8 Th e comp arison of p roduc ing efficiency w ith d ifferent p rep reg lay2up or fiber p lacing techn iques 铺带设备, 目前相当于国外第 3代铺带机的自动铺带设 备 (图 9 )已经开始调试试用。北京航空材料研究院在预 浸带铺带适宜性方面开展了研究工作, 建立了预浸带粘 性和可铺性的关系, 正以歼击机和大型无人机机翼为应 用对象开展复合材料铺带技术研究, 可以预期在大型飞 机和新型歼击机复合材料构件研制中自动铺带技术将得 到应用。 图 9 复合材料自动铺带设备 F ig1 9 An automatic tape lay2upmach in e 纤维自动铺放技术是在自动铺带 + 纤维缠绕基础上 发展起来的。纤维自动铺放技术特别适于制造形状复杂 的零件, 具有制造效率高、材料利用率高、零件质量 好、生产成本低、可整体成形复杂形状复合材料构件等 特点。纤维自动铺放技术于上世纪 90年度末应用于机 身 (图 10)、进气道(图 11 )、后压力框以及发动机短舱 等复合材料构件的制造 [ 26]。 4 新型树脂基复合材料技术 411 低温固化复合材料技术 先进树脂基复合材料成本过高已经成为扩大应用的 瓶颈, 复合材料低成本技术是当前研究的一个热点问 图 10 B787复合材料前机身 F ig1 10 B787 composite forward fu selage 图 11 F- 35复合材料进气道 Fig1 11 F- 35 composite duct sk in s 题。美国在 20世纪末实施了多个低成本复合材料研究 发展计划, 主要包括: 低成本复合材料设计和制造、低 成本复合材料工艺、先进复合材料技术、低成本复合材 料、经济可承受复合材料技术计划, 其中低温固化复合 材料技术是一项重要研究内容。复合材料的低温固化技 术通常指固化温度小于 100 e , 可以自由状态下进行高 温后处理的复合材料技术。复合材料低温固化技术可以 大大降低主要由昂贵的成型模具、高能耗设备和高性能 工艺辅料等带来的高费用。此外, 低温固化复合材料构 件的尺寸精度高、固化残余应力低, 适于制备复杂形状 的大型复合材料构件。 低温固化高性能复合材料技术研究始于上世纪 90 年代, ACG (Advanced Composites Group)研制了 LTM 10 和 LTM40系列低温固化高性能复合材料, 并应用于 X - 34复合材料机翼等航空复合材料构件 [ 27- 28]。H excel 和 3M 公司在美国空军材料实验室资助下进一步发展了 低温真空压力固化树脂体系 46 - 1, 639 - 07, HX - 1567和 PR - 377 [ 27- 29] , 主要用于复合材料结构修补, Cytec公司发展了 60~ 70 e 真空压力固化的树脂体系 CycomX5215, 获得了低孔隙率且性能优良的复合材 料 [ 30- 31]。北京航空材 料研究 院通过 合成 固化温 度 ( 80 e )下高活性、室温存贮下低活性的新型潜伏性固 7
中国材料进展 第28卷 化剂,根据分子结构和力学性能、耐热性的关系,通过机翼(图12)、大型飞机复合材料方向舵和腹鳍等,实 综合优化发展了具有良好工艺性和耐热性的LT系列低现复合材料构件成本降低236~4B3。表3列出了 温固化高性能复合材料体系,并应用于无人机复合材料部分低温固化高性能环氧复合材料的性能 表3部分低温固化高性能环氧复合材料性能 Ta bb 3 The prope rtes ofsome bw tm pe ra tue curng cam posits LIM45 /AS4C Cycom I 521 5/T300 weave HX- 1567/T300 LT-03A /CCF300 LT-03A/T700 obTen sile modu us/GPa Flex ral strengh 1574 1483 hort beam shear strength Pa Curing temperature/e 80.95 7585 UAV W ng Part Strucure repar Rudder Aileron( flap) UAV W ng Suppler HEXCEL BIAM 图12大型无人机低温固化复合材料机翼 Fig 12 A bg sie UVA wng fabricated by the LT-03A composit 412电子束固化复合材料技术 固化复合材料相当的水平。 电子束固化技术是辐射固化技术的一种,其相对于 电子束固化技术和自动铺放、缠绕、RTM、编织和 热固化具有许多优点:可以实现室温柢低温固化材拉挤等多种成型工艺结合可进一步降低复合材料制造成 料固化收缩率低,利于减小固化残余应力,提高尺寸制本。在自动铺带时通过位于铺带头上方的电子枪照射, 件精度,°可以采用低成本的辅助材料;》固化速度使预浸料原位固化。由于自动铺带原位固化,电子束仅 快,制造周期短,%适于制备大型复合材料构件;为显需穿透几层预浸带,因而可以采用低能电子枪(~013 著节约能源,污染低。 MeV)。诺格公司用自动铺带电子束原位固化生产了 些军用和民用飞机正受益于电子束固化技术。美C-1输机的水平安定面,以生产100件估算,采用 国橡树岭制造技术中心和美国空军采用电子束固化复合/原位0电子束技术比热压罐成型技术成本降 材料研制了T-38喷气教练机风挡框, ACSON公司与低22 洛.马公司的臭鼬工厂正在从事X-33的液氢和液氧箱413结构吸波复合材料技术 的生产,其尺寸可以达到30m@l6m用电子束固化 结构吸波复合材料同时具有承载能力和吸波性能的 可以降低成本39,此外 ACSON公司采用电子束固化结构功能一体化复合材料,国外先进的隐身飞机开始大 为西班牙航天局生产要求尺寸高度稳定的复合材料卫星量应用结构吸波复合材料。结构吸波复合材料主要有如 反射器卟到。北京航空材料研究院硏制成功EB-99系下两种形式:'纤维增强层合结构吸波复合材料。通常 列电子束固化复合材料体系,综合力学性能达到热压罐由透波层、损耗层和反射层等多个不同结构层次,多达
中国材料进展 第 28卷 化剂, 根据分子结构和力学性能、耐热性的关系, 通过 综合优化发展了具有良好工艺性和耐热性的 LT系列低 温固化高性能复合材料体系, 并应用于无人机复合材料 机翼 (图 12 )、大型飞机复合材料方向舵和腹鳍等, 实 现复合材料构件成本降低 25% ~ 40% [ 32]。表 3列出了 部分低温固化高性能环氧复合材料的性能。 表 3 部分低温固化高性能环氧复合材料性能 Ta b le 3 The p ro pe rties o fs ome low tem pe ra tu re cu rin g com po site s Properties LTM45 /AS4C Cycom l 521 5 /T300 weave HX- 1567 /T300 LT- 03A /CCF300 LT - 0 3A /T700 0bTen sile strength /MPa 1 81 9 494 1 181 1 527 2 504 0bTen sile modu lus/GPa 146 50 116 133 124 0bComp ressive/MPa 1 10 1 440 / 1 087 1 161 0bComp ressive modu lus/GPa 129 50 / 131 112 Flexu ral strength /MPa / / 1 574 1535 1 483 Sh ort b eam shear strength /MPa / / 95 851 8 761 2 Cu ring temp erature/e 65 65 80- 95 75 - 8 5 75 - 85 App lication UAV W ing UAV Part Structu re rep air Rudder, A ileron( flap) UAV W ing Su pplier ACG Cytec HEXCEL BIAM BIAM 图 1 2 大型无人机低温固化复合材料机翼 Fig1 12 A b ig size UVA w ing fabricated by th e LT - 03A comp osite 412 电子束固化复合材料技术 电子束固化技术是辐射固化技术的一种, 其相对于 热固化具有许多优点: ¹可以实现室温 /低温固化, 材 料固化收缩率低, 利于减小固化残余应力, 提高尺寸制 件精度; º可以采用低成本的辅助材料; »固化速度 快, 制造周期短; ¼适于制备大型复合材料构件; ½显 著节约能源, 污染低。 一些军用和民用飞机正受益于电子束固化技术。美 国橡树岭制造技术中心和美国空军采用电子束固化复合 材料研制了 T- 38喷气教练机风挡框; ACSION公司与 洛. 马公司的臭鼬工厂正在从事 X- 33的液氢和液氧箱 的生产, 其尺寸可以达到 30 m @16 m, 用电子束固化 可以降低成本 35%, 此外 ACSION公司采用电子束固化 为西班牙航天局生产要求尺寸高度稳定的复合材料卫星 反射器 [33- 34]。北京航空材料研究院研制成功 EB- 99系 列电子束固化复合材料体系, 综合力学性能达到热压罐 固化复合材料相当的水平 [ 35]。 电子束固化技术和自动铺放、缠绕、RTM、编织和 拉挤等多种成型工艺结合可进一步降低复合材料制造成 本。在自动铺带时通过位于铺带头上方的电子枪照射, 使预浸料原位固化。由于自动铺带原位固化, 电子束仅 需穿透几层预浸带, 因而可以采用低能电子枪 ( ~ 013 MeV)。诺格公司用自动铺带电子束原位固化生产了 C- 17运输机的水平安定面, 以生产 100件估算, 采用 /原 位 0电 子 束 技 术 比 热 压 罐 成 型 技 术 成 本 降 低 22% [ 35]。 413 结构吸波复合材料技术 结构吸波复合材料同时具有承载能力和吸波性能的 结构功能一体化复合材料, 国外先进的隐身飞机开始大 量应用结构吸波复合材料。结构吸波复合材料主要有如 下两种形式: ¹纤维增强层合结构吸波复合材料。通常 由透波层、损耗层和反射层等多个不同结构层次, 多达 8
第6期 陈祥宝等:先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 十几层或数十层材料组成,具有吸波频带较宽的特点。纳米碳管显著提高先进树脂基复合材料Z方向的导电性 北京航空材料研究院研制的碳纤维和 Kevlar纤维混杂增(Z向电导率大于1σ°S/α表面电阻<10°8t)和 强层合结构吸波复合材料,当厚度(410?011)mm在导热性(Z向导热系数为110W/#K左右)到 8~18(z的反射率[-10dB并且具有较高的力学性 目前纳米复合材料研制中还存在一些关键技术有待 能;°夹层结构吸波复合材料。夹层或夹芯结构吸波复解决“,主要包括如下几个方面:1纳米材料的分 合材料主要以透波性能好、强度较高的玻璃纤维或有机散技术。由于纳米颗粒间范德华力的强烈作用使粒子间 纤维增强复合材料作为面板,其芯材为浸渍有吸波介质的团聚现象明显,使纳米粒子很难均匀分散于树脂基体 的蜂窝或泡涞沫。北京航空材料硏究院硏制的A夹层结构中。目前已经发展了低速剪切、高速剪切、超声分散以 吸波复合材料和C夹层结构吸波复合材料,在2~及添加工艺改性剂等多种方法,上述方法一般需要添加 4(H颜率范围内反射率小于-6皿4~6(H颜频率范溶剂进行分散,溶剂的加入明显影响了工程应用。°纳 围内反射率小于-8dB6~8(H颜频率范围内反射率小米材料与树脂基体的界面问题。由于纳米碳管等材料表 于-10皿8~18(频率范围内反射率小于-12d面主要为碳烯层,与有机基体之间的界面结合较弱,因 具有优异的宽频吸波性能13。 而需要发展碳纳米管表面改性方法以提高碳纳米管与基 为了满足航空装备发展的要求,结构吸波复合材料体之间的界面性能。》纳米材料的定向排列技术。为了 需要进一步提高低频吸波性能、使用温度和力学性能,显著提高碳纳米管的改性效果,需要将碳纳米管进行定 因此结构吸波复合材料研制必须引入新的吸波机制,发向排列。但由于纳米碳管尺寸小,难以定向排列,目前 展耐高温树脂基体和使用性能更高的增强材料。 还难以做到对碳纳米管取向的有效控制。 414碳纳米管改性复合材料 5先进树脂基复合材料技术在航空工业的 碳纳米管改性复合材料已经成为先进复合材料技术 研究最活跃的前沿领域之一。碳纳米管改性连续纤维增 应用 强复合材料将在保持复合材料优异的比强度、比模量和先进树脂基复合材料在应用过程中不断积累应用经验, 可设计性强的基础上,力学性能和导电导热性进一步提提高技术水平,完善配套技术,从非承力构件整流蒙皮 高。美国 WRIGHT PATTERSON空军基地与代顿大学研逐渐发展到承力构件尾翼、机翼,从简单结构层合壁 究所(UDR联合研制了电导率在10°~10S/m之间板,逐渐发展到整体复合材料结构尾翼和机翼。图13 可调的碳纳米管改性树脂基复合材料,Z向导热系数也是空客公司大型客机应用先进腊荃复合材料的历程。 由013W加#K左右提高到110W加#K左右,并且具 先进树脂基复合材料在飞机上的应用可以实现 有力学性能优异、耐久性好以及低温可加工性等优点。1‰%~30%减重,可有效降低飞机的结构重量,提高飞 北京航空材料硏究院通过在碳纤维增强复合材料中引入机的机动性能和有效载荷等。飞机结构复合材料化已经 Integrated enging case Aileron htP box ated Pressure frame Integrated elevator tab Elevator tab +F +VTP bo Resistamce board 仓。 价 A330-30 A300/B A320-20 A340-600/50 图13空客不同机型树脂基复合材料的应用状况 Fel 13 A ppl eatm history res n2based com posite ofA ibus civil a crafts
第 6期 陈祥宝等: 先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 十几层或数十层材料组成, 具有吸波频带较宽的特点。 北京航空材料研究院研制的碳纤维和 Kevlar纤维混杂增 强层合结构吸波复合材料, 当厚度 ( 410 ? 011 )mm, 在 8~ 18 GH z的反射率[ - 10 dB, 并且具有较高的力学性 能; º夹层结构吸波复合材料。夹层或夹芯结构吸波复 合材料主要以透波性能好、强度较高的玻璃纤维或有机 纤维增强复合材料作为面板, 其芯材为浸渍有吸波介质 的蜂窝或泡沫。北京航空材料研究院研制的 A夹层结构 吸波复合材料和 C 夹层结构吸波复合材料, 在 2 ~ 4 GH z频率范围内反射率小于 - 6 dB, 4~ 6 GH z频率范 围内反射率小于 - 8 dB, 6~ 8GH z频率范围内反射率小 于 - 10 dB, 8~ 18 GH z频率范围内反射率小于 - 12 dB, 具有优异的宽频吸波性能 [ 36- 37]。 为了满足航空装备发展的要求, 结构吸波复合材料 需要进一步提高低频吸波性能、使用温度和力学性能, 因此结构吸波复合材料研制必须引入新的吸波机制, 发 展耐高温树脂基体和使用性能更高的增强材料。 414 碳纳米管改性复合材料 碳纳米管改性复合材料已经成为先进复合材料技术 研究最活跃的前沿领域之一。碳纳米管改性连续纤维增 强复合材料将在保持复合材料优异的比强度、比模量和 可设计性强的基础上, 力学性能和导电导热性进一步提 高。美国 WR IGHT PATTERSON 空军基地与代顿大学研 究所 (UDR I)联合研制了电导率在 10 - 6 ~ 10 2 S/ cm 之间 可调的碳纳米管改性树脂基复合材料, Z向导热系数也 由 013W /m# K左右提高到 110W /m# K左右, 并且具 有力学性能优异、耐久性好以及低温可加工性等优点。 北京航空材料研究院通过在碳纤维增强复合材料中引入 纳米碳管显著提高先进树脂基复合材料 Z 方向的导电性 ( Z向电导率大于 10 - 10 S / cm, 表面电阻 < 10 10 8 /t )和 导热性 ( Z向导热系数为 110W /m# K左右 ) [ 38- 39]。 目前纳米复合材料研制中还存在一些关键技术有待 解决 [ 40- 43] , 主要包括如下几个方面: ¹纳米材料的分 散技术。由于纳米颗粒间范德华力的强烈作用使粒子间 的团聚现象明显, 使纳米粒子很难均匀分散于树脂基体 中。目前已经发展了低速剪切、高速剪切、超声分散以 及添加工艺改性剂等多种方法, 上述方法一般需要添加 溶剂进行分散, 溶剂的加入明显影响了工程应用。 º纳 米材料与树脂基体的界面问题。由于纳米碳管等材料表 面主要为碳烯层, 与有机基体之间的界面结合较弱, 因 而需要发展碳纳米管表面改性方法以提高碳纳米管与基 体之间的界面性能。»纳米材料的定向排列技术。为了 显著提高碳纳米管的改性效果, 需要将碳纳米管进行定 向排列。但由于纳米碳管尺寸小, 难以定向排列, 目前 还难以做到对碳纳米管取向的有效控制。 5 先进树脂基复合材料技术在航空工业的 应用 先进树脂基复合材料在应用过程中不断积累应用经验, 提高技术水平, 完善配套技术, 从非承力构件整流蒙皮 逐渐发展到承力构件尾翼、机翼, 从简单结构层合壁 板, 逐渐发展到整体复合材料结构尾翼和机翼。图 13 是空客公司大型客机应用先进腊荃复合材料的历程。 先进树脂基复合材料在飞机上的应用可以实现 15% ~ 30%减重, 可有效降低飞机的结构重量, 提高飞 机的机动性能和有效载荷等。飞机结构复合材料化已经 图 13 空客不同机型树脂基复合材料的应用状况 F ig1 13 A pplication h istory resin2based composite ofA irbu s civil a ircrafts 9
10 中国材料进展 第28卷 成为趋势,先进树脂基复合材料已经成为不可缺少的关主要包括旋翼系统和机身结构。先进树脂基复合材料机 键航空结构材料。从上世纪90年代开始,先进战斗机翼、平尾、垂尾、鸭翼、直升机机身、尾段等复合材料 大量使用先进树脂基复合材料,如F-22飞机复合材料构件已经实现批量生产。图16为目前国内先进树脂基 的用量达到约2%,F-35复合材料用量达到 复合材料在不同飞机上的用量情况。此外,当今世界能 主要应用包括机翼、机身、尾翼等主要承力构件。 源短缺,节能和新型能源开发成为焦点,交通运输、风 14为国外先进战斗机复合材料的用量 力发电、海上石油开采等领域对先进树脂基复合材料的 需求迫切,先进树脂基复合材料应用领域将进一步 拓展。 America 2000 1965197019751980 图14国外先进战斗机复合材料的用量 Fe 14 The cam pos te material usage on fore gnm ilitary aircrafts 9801985199019952000200520102015 先进树脂基复合材料在民用飞机的应用从2003年 图16国内先进树脂基复合材料在不同飞机的应用 用量得到了跨越发展,空客公司的A380宽体客机复合 Fe 16 The app latin of cam posite n damestr aircrafts 材料的用量增加到2,波音公司的B787飞机复合材 料用量达到约50,空客公司在研的A350NWB复合材6结语 料用量将达到52。图15为先进树脂基复合材料在国 先进树脂基复合材料从上世纪60年代开始得到应 外民用客机的应用情况1。 用以来,已经逐步走向成熟,大量应用不但减轻了结构 重量,而且通过气动剪裁设计可解决飞行器颤振等问 n787 题,有效地提升了航空装备的性能,已经成为航空航天 领域不可或缺的关键材料之一。同样,先进树脂基复合 材料具有在未来持续发展的潜力。美国科学院在2003 年/面向21世纪国防需求的材料0研究报告中指出,在 A380 2020年前,唯有复合材料具有提升性能20%~2%的 A30mA3好1 潜力。碳纳米管等新型增强材料的岀现及结构功能一体 化复合材料的发展,预期新型树脂基复合材料性能将得 720144D90 到质的飞跃。 19751980198519901995200020052010 国内先进树脂基复合材料经过30年多的发展,初 步形成了满足目前航空航天装备研制所需的复合材料体 图15国外民用客机复合材料的用量 Fe 15 The campos te materal usage on fore gn cN il aircrafts 系,成形和配套技术逐渐成熟,应用经验不断积累,实 现了复合材料构件在歼击机的批量应用,先进树脂基复 随着国内先进树脂基复合材料性能的提高,制造技合材料已经成为支撑新型歼击机、大型飞杋研制不可缺 术的不断成熟,配套无损检测和装配等技术的完善,国少的关键材料技术。为了全面满足新型歼击机、大型飞 内先进树脂基复合材料在直升机、歼击机和大型飞机得机等航空装备发展的需要,先进树脂基复合材料应重点 到相当的应用。歼击机复合材料的用量已经达到⊕6 加强以下研究。 9P,主要包括机翼、平尾、垂尾、前机身、鸭翼、襟 (1)发展高韧性复合材料和新型高效整体结构,提 副翼、腹鳍等;直升机复合材料用量达到236~336,高复合材料应用的减重效率。国内先进树脂基复合材料
中国材料进展 第 28卷 成为趋势, 先进树脂基复合材料已经成为不可缺少的关 键航空结构材料。从上世纪 90年代开始, 先进战斗机 大量使用先进树脂基复合材料, 如 F- 22飞机复合材料 的用量达到约 25% , F - 35复合材料用量达到 35% , 主要应用包括机翼、机身、尾翼等主要承力构件。图 14为国外先进战斗机复合材料的用量 [ 4]。 图 14 国外先进战斗机复合材料的用量 F ig1 14 Th e composite material usage on foreignm ilitary aircrafts 先进树脂基复合材料在民用飞机的应用从 2003年 用量得到了跨越发展, 空客公司的 A380宽体客机复合 材料的用量增加到 24% , 波音公司的 B787飞机复合材 料用量达到约 50%, 空客公司在研的 A350XWB复合材 料用量将达到 52%。图 15为先进树脂基复合材料在国 外民用客机的应用情况 [ 4- 43]。 图 15 国外民用客机复合材料的用量 F ig1 1 5 Th e composite material u sage on foreign civ il aircrafts 随着国内先进树脂基复合材料性能的提高, 制造技 术的不断成熟, 配套无损检测和装配等技术的完善, 国 内先进树脂基复合材料在直升机、歼击机和大型飞机得 到相当的应用。歼击机复合材料的用量已经达到 6% ~ 9% , 主要包括机翼、平尾、垂尾、前机身、鸭翼、襟 副翼、腹鳍等; 直升机复合材料用量达到 25% ~ 33% , 主要包括旋翼系统和机身结构。先进树脂基复合材料机 翼、平尾、垂尾、鸭翼、直升机机身、尾段等复合材料 构件已经实现批量生产。图 16为目前国内先进树脂基 复合材料在不同飞机上的用量情况。此外, 当今世界能 源短缺, 节能和新型能源开发成为焦点, 交通运输、风 力发电、海上石油开采等领域对先进树脂基复合材料的 需求迫切, 先进树脂基复合材料应用领域将进一步 拓展。 图 16 国内先进树脂基复合材料在不同飞机的应用 F ig1 16 The app lication of composite on domestic aircrafts 6 结 语 先进树脂基复合材料从上世纪 60年代开始得到应 用以来, 已经逐步走向成熟, 大量应用不但减轻了结构 重量, 而且通过气动剪裁设计可解决飞行器颤振等问 题, 有效地提升了航空装备的性能, 已经成为航空航天 领域不可或缺的关键材料之一。同样, 先进树脂基复合 材料具有在未来持续发展的潜力。美国科学院在 2003 年/面向 21世纪国防需求的材料 0 研究报告中指出, 在 2020年前, 唯有复合材料具有提升性能 20% ~ 25% 的 潜力。碳纳米管等新型增强材料的出现及结构功能一体 化复合材料的发展, 预期新型树脂基复合材料性能将得 到质的飞跃。 国内先进树脂基复合材料经过 30年多的发展, 初 步形成了满足目前航空航天装备研制所需的复合材料体 系, 成形和配套技术逐渐成熟, 应用经验不断积累, 实 现了复合材料构件在歼击机的批量应用, 先进树脂基复 合材料已经成为支撑新型歼击机、大型飞机研制不可缺 少的关键材料技术。为了全面满足新型歼击机、大型飞 机等航空装备发展的需要, 先进树脂基复合材料应重点 加强以下研究。 ( 1)发展高韧性复合材料和新型高效整体结构, 提 高复合材料应用的减重效率。国内先进树脂基复合材料 10
第6期 陈祥宝等:先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 目前的减重效率一般2(左右,明显低于国外23以 ies(聚合物基复合材料手册)[M]. Beijing Chem ical Industry 上的减重效率,其主要原因是复合材料性能有待提高, 复合材料构件整体性差。因此要重点牵引T800级国产3chen油he(陈绍杰)复合材料技术与大飞机[丹Am2 高强中模碳纤维硏制,发展高韧性、高强中模碳纤维增 nau tics Acta(航空学报),200829(3):605-610 强树脂基复合材料及复合材料整体成型结构,以使复合 [4] Lu Daijun刘代军), Chen yal(陈亚莉)先进树脂基复合 材料在航空工业中的应用[J. Ma tera le E ng nnering(材料工 材料应用的减重效率提高到2%以上甚至达到30 程),2008( Suppl1):194198 (2)突出强调发展低成本复合材料,提高复合材料 [5] Du Shanyi杜善义),复合材料和航空航天[J]. Composite 应用效能。先进树脂基复合材料大量应用的主要障碍之 Matera Is Acta(复合材料学报),200822(1):1-7 是成本过高。应进一步发展和应用复合材料制造过程[61 Cheny al陈亚莉)复合材料在飞机上的新应用[J,Rer 模拟与优化技术、RIM(VARD、RFI树脂渗透等成形 Technology and Eng ning(航空维修与工程),2005(3):31 技术、复合材料低能固化技术,为实现新型歼击机和大 飞机复合材料构件的低成本制造及提高复合材料的应用 7] L ang guozheng梁国正), Gu Yuan juan(顾嫒娟).Bism 效能奠定基础 de Resn(双马来酰亚胺树脂)[M]. Be ing Chem ical (3)积极发展自动化和数字化制造技术,提高大型 try Press 1994 复合材料构件制造效率和质量。积极研制或引进设备, 8] Zhao Qusen(赵渠森), Wang jingcheng(王京城).高性能 9511双马树脂及其复合材料应用[ Fibre Cam poste(纤维 尽快开展自动铺放技术研究,实现新型歼击机和大型飞 复合材料),2001(4):3-9 机复合材料构件自动铺放制造。大型复合材料构件对模 [9 Iham Mokhtari Corne Bas Catherne Marestn Synthes s and 具的变形度、精度、使用方便性和储热性能等有更高的 Characterizat in of Crosslink abb Po lm des[ J]. Eurpean Poly2 要求,应高度重视大型复合材料构件成形模具技术,尽 me jouma!200844(3):832-841. 快开展大型复合材料构件成形模具技术研究,以支撑大[101 Chen x angbao(陈祥宝), Fu ngt(傅英).P·15聚酰亚 型复合材料构件的高效研制。 胺复合材料研究[ Campos e Ma tera ls Act(复合材料学 (4)高度重视结构吸波等多功能复合材料和纳米 报),199812(1):7-12 复合材料技术的发展,满足未来新型航空装备发展的要11 ik nsn S P R Ne B lends of Am arp aus Fun ct nalized 求。结构馺波等多功能复合材料和纳米复合材料技术 Engneering Themcp lastes and Bismalem de /d ialy I BisphenoL 是未来新型飞机提高其性能和生存力的关键材料。应加 A Resins brH gh Perbm ance Cam pas ite Matrices[ J]. Intema2 tima ISAMPE Symposium 1991, 36 482-495. 强纳米复合材料的研究,以大幅度提升复合材料的性 能。高度重视结构吸波等多功能复合材料的发展,引入[12 I Stener PaulA Browne JM Develpment ofF a ilure Res sant Bismalem de/carban Campos te[ J]. SAMPE J, 1987( 3/4), 新的吸波机制,提高吸波效率,拓展吸波频带,提高结 构吸波复合材料的力学性能和使用温度,使其满足新型[13] Cheng Qun feng Fang Zhengping Yiⅸ laos ExSiu Concept 航空装备信息化发展的需求。 for Toughen ng the RIMable B I Matrn Campos it part N (5)强调复合材料/工程化O技术、使用维护技术和 mprovng he Interim nar Fracture Tough enss[ J]. Jou al of Ap2 积累应用经验,加速促进复合材料产业的形成。遵循复 91625-1634 合材料/材料和构件0同步形成和复合材料技术是集材[14] Cheng Qun feng Fang Zhengping Y iX laos Exs iu Concept 料、工艺和设计一体化的综合交叉的技术特点,开展以 forToughen ng heRTMab le BMIMatri Com posite 0. mpra 复合材料构件为对象的工程化技术研究,完善包括设计 v ng he Cam pressin after m pact [J]. Joural of Appl ed Poly2 ar Science20081082211-2217 技术、材料技术、成形工艺、性能表征和质量控制技术 [15] X ng L Nng(邢丽英), LIB ntal(李斌太). A In telam in 的复合材料技术体系,促进复合材料技术成果的快速转 Tough an s Technology of Polymer Ma tri Composes(一种树脂基 化和应用,支撑复合材料产业的形成 复合材料层间增韧方法):Chna200810075870[P] 参考文献 References [16] Chen x angbao(陈样宝). The M anufacturng Technology of Ad2 1 YiX laos(益小苏), Du Shany!杜善义), Zhang l itong(张立 anced p aκ Cam postes(先进树脂基复合材料制造技 Ia). Chinese Ma teria l Eng iring Ceram any( 10 ) Cam posite En R)[M]. Beijng Chan cal Industry Press 2004 gna爬eg(中国材料工程大典,第10卷:复合材料工程)[17]Lwe李薇), Yangn annan(杨楠楠), Gao D ae i(高大 [M]. Be ing Chem cal Industry Press 2006 伟).数字化技术在复合材料构件研制中的应用与研究 2] Chen x iangb ao(陈祥宝). Hand bock of Polymar MatK Campos . Aarcnautia I Manufa curing Tachnology(航空制造技术)
第 6期 陈祥宝等: 先进树脂基复合材料技术发展及应用现状 目前的减重效率一般 20% 左右, 明显低于国外 25% 以 上的减重效率, 其主要原因是复合材料性能有待提高, 复合材料构件整体性差。因此要重点牵引 T800级国产 高强中模碳纤维研制, 发展高韧性、高强中模碳纤维增 强树脂基复合材料及复合材料整体成型结构, 以使复合 材料应用的减重效率提高到 25% 以上甚至达到 30%。 ( 2)突出强调发展低成本复合材料, 提高复合材料 应用效能。先进树脂基复合材料大量应用的主要障碍之 一是成本过高。应进一步发展和应用复合材料制造过程 模拟与优化技术、RTM (VAR I)、RF I、树脂渗透等成形 技术、复合材料低能固化技术, 为实现新型歼击机和大 飞机复合材料构件的低成本制造及提高复合材料的应用 效能奠定基础。 ( 3)积极发展自动化和数字化制造技术, 提高大型 复合材料构件制造效率和质量。积极研制或引进设备, 尽快开展自动铺放技术研究, 实现新型歼击机和大型飞 机复合材料构件自动铺放制造。大型复合材料构件对模 具的变形度、精度、使用方便性和储热性能等有更高的 要求, 应高度重视大型复合材料构件成形模具技术, 尽 快开展大型复合材料构件成形模具技术研究, 以支撑大 型复合材料构件的高效研制。 ( 4)高度重视结构 /吸波等多功能复合材料和纳米 复合材料技术的发展, 满足未来新型航空装备发展的要 求。结构 /吸波等多功能复合材料和纳米复合材料技术 是未来新型飞机提高其性能和生存力的关键材料。应加 强纳米复合材料的研究, 以大幅度提升复合材料的性 能。高度重视结构吸波等多功能复合材料的发展, 引入 新的吸波机制, 提高吸波效率, 拓展吸波频带, 提高结 构吸波复合材料的力学性能和使用温度, 使其满足新型 航空装备信息化发展的需求。 ( 5)强调复合材料 /工程化 0技术、使用维护技术和 积累应用经验, 加速促进复合材料产业的形成。遵循复 合材料/材料和构件 0同步形成和复合材料技术是集材 料、工艺和设计一体化的综合交叉的技术特点, 开展以 复合材料构件为对象的工程化技术研究, 完善包括设计 技术、材料技术、成形工艺、性能表征和质量控制技术 的复合材料技术体系, 促进复合材料技术成果的快速转 化和应用, 支撑复合材料产业的形成。 参考文献 R e fe ren ces [ 1] Y iX iaosu (益小苏 ), Du Shany i(杜善义 ), ZhangL itong(张立 同 ). Ch inese Ma teria l Eng inring Ceremony ( 10 ): Composite E n2 g in ering (中 国材料工 程大典, 第 10 卷: 复合 材料 工程 ) [M]. Be ijng: Ch em ica l Indu stry Press, 200 6. [ 2] Chen X iangb ao(陈祥宝 ). H and book of P olymer Ma trix Compos2 ites(聚合物基复合材料手册 ) [M]. Beijing: Ch emical Industry Press, 2004. [ 3 ] Chen Sh aojie(陈绍杰 ). 复合材料技术与大飞机 [ J]. Aero2 nau ticsActa (航空学报 ), 2008, 29 ( 3 ): 60 5- 610. [ 4 ] L iu Daijun(刘代军 ), Chen Yali( 陈亚莉 ). 先进树脂基复合 材料在航空工业中的应用 [ J]. Ma teria leE ng innering (材料工 程 ), 200 8( Supp.l 1 ): 194 - 198. [ 5 ] Du Shanyi(杜善义 ), 复 合材料和航空航天 [ J]. Composite Materia lsActa (复合材料学报 ), 2008, 22 ( 1 ): 1 - 7. [ 6 ] Chen Y ali(陈亚莉 ). 复合材料在飞机上的新应用 [ J]. Repa ir Technology and Eng in ering (航空维修与工程 ), 2005 ( 3 ): 3 1 - 32. [ 7 ] L iang Guozheng(梁国正 ), Gu Yuan juan(顾媛娟 ). Bisma leim2 id e Resin (双马来酰亚胺树脂 ) [ M]. Be ijing: Chem ical Indus2 try Press, 19 94. [ 8 ] Zhao Qusen (赵 渠森 ), W ang Jingcheng ( 王京城 ). 高性能 95 11双马树脂及其复合材料应用 [ J]. F ibre Composite(纤维 复合材料 ), 2001 ( 4 ): 3 - 9. [ 9 ] Ilham Mokhtar,i Corin e Bas, Catherine Marestin. Syn th esis and Characterization of Crosslink ab le Po lyim id es[ J]. E uropean P oly2 mer J ou rna l, 2008, 44 ( 3 ): 8 32- 841. [ 10 ] Ch en X iangbao(陈祥宝 ), Fu Y ing( 傅 英 ). P- 15聚酰亚 胺复合材料研究 [ J]. Composite Ma teria lsActa (复合材料学 报 ), 19 98, 12( 1) : 7 - 12. [ 11 ] W ilk in sin S P. R eactive Blends of Amorph ous Fun ctionalized E ngin eering Thermop lastics and Bismaleim ide /d ially l Bisphen ol2 A Resins forH igh Performance CompositeMatrices[ J]. Interna2 tiona lSAMPE Symposium, 1991, 36: 482- 495. [ 12 ] Steiner Pau lA, Brown e JM. D evelopmen t of Fa ilure Resistant Bismaleim ide / carbon Composite[ J]. SAMPE J, 19 87 ( 3 /4 ), 8 - 14. [ 13 ] Ch eng Qun feng, Fang Zh engping, Y iX iaosu. E x2Situ Concept for Toughen ing the RTMab le BM I Matrix Composite. p art Ñ. Improving th e Interlam inar Fracture Tough enss[ J]. J ou ral of Ap2 p lied P olymer Science, 2 008, 109: 1 625 - 1 634. [ 14 ] Ch eng Qun feng, Fang Zh engping, Y iX iaosu. E x2Situ Concept forT ough en ing th eRTMab le BMIMatrixComposite. Ò. Impro2 v ing th e Compression after Impact [ J]. J ou ral of Applied P oly2 mer Scien ce, 2008, 1 08: 2 211- 2 217. [ 15 ] X ing L iy ing (邢丽英 ), L i B intai(李 斌太 ). A In terlaminar T ough en ssTechnology of P olymerMa trix Composites(一种树脂基 复合 材 料 层间 增 韧 方 法 ): Ch ina, 20 0810075870 [ P ]. 2008 - 06 - 2 7. [ 16 ] Ch en X iangbao(陈祥宝 ). TheManufacturing Technology of Ad2 vanced P olymerMatrix Composites(先进树脂基复合材料制造技 术 ) [M]. Beijing: Ch em ical Indu stry Press, 20 04. [ 17 ] L iW ei(李 薇 ), Yang N annan (杨楠楠 ), Gao D awei(高大 伟 ). 数字化技术在复合材料构件研制中的应用与研究 [ J]. Aeronau tica lManufa ctu ring T echnology (航空制造技术 ), 11