顧軼卓*,李敏,李艷霞,王紹凱,張佐光

北京航空航天大學(xué) 材料科學(xué)與工程學(xué)院 空天材料與服役教育部重點實驗室,北京 100191

先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料因其具有高比強度、高比模量、可設(shè)計性強、耐腐蝕、抗疲勞、易于整體成型等優(yōu)異的綜合性能,在航空、航天等領(lǐng)域獲得廣泛應(yīng)用。飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)合材料化已成為常態(tài),例如波音B787復(fù)合材料使用量為50wt%、空客A350XWB復(fù)合材料用量達(dá)到52wt%,中國大飛機研制也將復(fù)合材料列為三大關(guān)鍵技術(shù)之一,復(fù)合材料顯示出成為大型民用客機結(jié)構(gòu)主體材料的趨勢；而戰(zhàn)斗機、轟炸機、運輸機、直升機、無人機、通用航空飛機以及航天飛行器中的導(dǎo)彈、火箭、衛(wèi)星等也均大量采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu),甚至出現(xiàn)全復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料用量和應(yīng)用水平已成為衡量飛行器先進(jìn)性的一個重要標(biāo)志。

眾所周知,對于飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu),制造技術(shù)非常關(guān)鍵,不僅決定產(chǎn)品質(zhì)量而且左右制造成本。與金屬材料截然不同,復(fù)合材料的材料成型與結(jié)構(gòu)成型是同時完成的,因此復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)性能對制造工藝敏感,材料的最終性能也是通過制造過程被賦予到結(jié)構(gòu),制造過程的控制影響著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的質(zhì)量,復(fù)合材料制造工藝自身的復(fù)雜性和對外界環(huán)境的敏感性,使得一旦工藝某環(huán)節(jié)不合理,復(fù)合材料制件將產(chǎn)生缺陷和尺寸偏差,嚴(yán)重影響其性能、使用壽命和裝配性,甚至導(dǎo)致制件報廢。另一方面,飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造成本一般要占到總成本的70%以上,可見制造技術(shù)在很大程度上決定著復(fù)合材料的成本?？梢哉f,制造工藝是復(fù)合材料應(yīng)用的關(guān)鍵,也是結(jié)構(gòu)設(shè)計得以實現(xiàn)的關(guān)鍵。

為此,世界各國對航空航天領(lǐng)域用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造技術(shù)都極其重視,給予了很多大型項目計劃支持,使復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造技術(shù)與工藝?yán)碚撊〉猛黄菩赃M(jìn)展。本文即根據(jù)作者掌握的資料,結(jié)合作者團(tuán)隊相關(guān)研究成果,對飛行器結(jié)構(gòu)用先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料制造技術(shù)與工藝?yán)碚撗芯窟M(jìn)展情況分5個方面闡述:①數(shù)字化與自動化制造技術(shù)；②新型低成本制造技術(shù)；③復(fù)合工藝?yán)碚撆c制造模擬；④成型工藝質(zhì)量控制方法；⑤復(fù)合材料制造新技術(shù)展望。以其獻(xiàn)給《航空學(xué)報》創(chuàng)刊50周年,亦期對讀者有所幫助。

1 數(shù)字化與自動化制造技術(shù)

除固體火箭發(fā)動機殼體、壓力容器等回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)以纏繞工藝制造為主外,對于飛行器重要復(fù)合材料結(jié)構(gòu)主要還是以熱壓罐工藝生產(chǎn),并圍繞該工藝出現(xiàn)了各種整體化成型技術(shù)和自動化制造技術(shù)[1]。

1.1 數(shù)字化制造技術(shù)

數(shù)字化制造是當(dāng)今世界制造業(yè)發(fā)展的趨勢,近年來,數(shù)字化以其柔性好、響應(yīng)快、質(zhì)量高、成本低,正逐漸成為先進(jìn)制造技術(shù)的核心[2]。在傳統(tǒng)的復(fù)合材料研制模式中,設(shè)計、分析及制造之間的數(shù)據(jù)是通過模擬量傳遞,構(gòu)件質(zhì)量在很大程度上依賴于工人的經(jīng)驗和熟練程度。而通過在復(fù)合材料構(gòu)件研制過程中引入數(shù)字化技術(shù),可以保證設(shè)計、分析、制造數(shù)據(jù)源的唯一,做到復(fù)合材料CAD/CAE/CAM一體化,便于數(shù)字量傳遞,減少研制時間,加快研制進(jìn)度。復(fù)合材料構(gòu)件數(shù)字化制造過程涉及到的技術(shù)主要包括:可制造性分析、復(fù)合材料構(gòu)件鋪層展開、模具和夾具的快速設(shè)計、模架的選型及快速設(shè)計、工裝零組件的快速裝配技術(shù)、鋪層排樣技術(shù)、數(shù)控下料技術(shù)、激光定位技術(shù)、成型工藝的仿真及優(yōu)化技術(shù)、工程數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)、數(shù)據(jù)傳遞接口技術(shù)等[3]。

以美國為首的西方發(fā)達(dá)國家首先采用了數(shù)字化技術(shù)。這項技術(shù)以全面采用數(shù)字化產(chǎn)品定義、數(shù)字化預(yù)裝配、產(chǎn)品數(shù)據(jù)管理、并行工程和虛擬制造技術(shù)為主要標(biāo)志,從根本上改變了復(fù)合材料傳統(tǒng)的設(shè)計與制造方式,大幅度提高了制造技術(shù)水平[4]。目前,世界先進(jìn)的飛機制造商已經(jīng)利用數(shù)字化技術(shù)實現(xiàn)了飛機的“無紙化”設(shè)計和生產(chǎn),美國波音公司在Boeing777和洛克希德·馬丁公司在F35研制過程中,采用數(shù)字制造技術(shù)與傳統(tǒng)方式相比,研制周期縮短了2/3,研制成本降低了50%,開辟了航空數(shù)字化制造的先河[5]。中國中航工業(yè)集團(tuán)針對某機型復(fù)合材料制件的生產(chǎn)[6],建立了中國首個航空復(fù)合材料制件的數(shù)字化技術(shù)生產(chǎn)系統(tǒng),依托數(shù)字化技術(shù)和數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)的支撐,通過數(shù)據(jù)庫與生產(chǎn)線的數(shù)據(jù)交換接口系統(tǒng),實現(xiàn)數(shù)據(jù)庫與數(shù)字化生產(chǎn)線對接,將產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計、車間MES系統(tǒng)、工裝設(shè)計生產(chǎn)、固化成型、無損檢測、裝配等實現(xiàn)數(shù)字化,并將各環(huán)節(jié)的軟件接口進(jìn)行對接,打通了復(fù)合材料制件數(shù)字化制造過程,起到提高產(chǎn)品質(zhì)量、縮短研制周期,進(jìn)一步減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量的目的。在中國民用飛機研制中也將復(fù)合材料構(gòu)件設(shè)計制造技術(shù)與數(shù)字化技術(shù)相結(jié)合,以實現(xiàn)復(fù)合材料構(gòu)件設(shè)計與制造各環(huán)節(jié)數(shù)字化、數(shù)據(jù)流暢通和復(fù)合材料構(gòu)件在并行工作模式下的設(shè)計、工藝、制造、檢測全過程的集成,促進(jìn)飛機復(fù)合材料構(gòu)件的大面積使用和降低制造成本。

1.2 自動化制造技術(shù)

采用預(yù)浸料/熱壓罐工藝制備復(fù)合材料結(jié)構(gòu),首先需要按設(shè)計要求將一定尺寸、形狀、數(shù)量的預(yù)浸料在模具上鋪疊成層合結(jié)構(gòu)的坯料,然后再將其放入熱壓罐中固化。預(yù)浸料坯料,即預(yù)浸料預(yù)成型體的制備是整個制造過程中周期最長、勞動強度最大的工藝環(huán)節(jié),也是決定復(fù)合材料制造質(zhì)量的關(guān)鍵。傳統(tǒng)的預(yù)浸料/熱壓罐工藝采用下料、人工鋪貼、預(yù)壓實的方式進(jìn)行預(yù)浸料預(yù)成型體的制備,存在時間長、成本高、工藝質(zhì)量不易控制、大型制件難以制造等問題。因此如何實現(xiàn)預(yù)浸料預(yù)成型體的機械化、自動化制造成為了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)低成本高品質(zhì)制造技術(shù)的核心[7],近些年涌現(xiàn)出自動鋪放技術(shù)、熱隔膜技術(shù)、機械變形成型技術(shù)等,在極大提高生產(chǎn)效率的同時,保證了成型質(zhì)量的穩(wěn)定性。

1.2.1 自動鋪放技術(shù)

自動鋪放技術(shù)包括自動鋪絲(AFP)和自動鋪帶(ATL),共同特點是使用預(yù)浸料實現(xiàn)預(yù)成型體的數(shù)字化、自動化制造。ATL技術(shù)主要用于機翼壁板等小曲率、平面類結(jié)構(gòu)成型,AFP技術(shù)主要用于機身等大曲率復(fù)雜結(jié)構(gòu)成型。自動鋪帶技術(shù)集預(yù)浸料裁剪、定位、鋪貼、壓實等于一體,其自動化成型CAD/CAM技術(shù)涉及原材料選擇、材料設(shè)計、產(chǎn)品結(jié)構(gòu)與鋪層設(shè)計、線型設(shè)計、工藝制度設(shè)計、運動參數(shù)計算、成型加工與檢測、模具技術(shù)等多方面[8]。

根據(jù)復(fù)合材料預(yù)浸帶的特性,自動鋪帶CAD/CAM軟件開發(fā)中都要遵循“自然路徑”的概念[9],否則會出現(xiàn)纖維的褶皺、預(yù)浸帶難以貼合模具表面以及預(yù)浸帶之間留下縫隙等缺陷；而自動鋪絲技術(shù)中,各預(yù)浸紗獨立輸送,不受自動鋪帶中“自然路徑”軌跡限制,鋪放軌跡自由度更大,甚至可實現(xiàn)連續(xù)變角度鋪放,但不同的鋪放軌跡可能會影響生產(chǎn)效率以及制件的成型質(zhì)量。由此可見,對于自動鋪放工藝,鋪放軌跡的設(shè)計是控制工藝質(zhì)量的核心,而通過計算機模擬鋪放過程,定義并優(yōu)化鋪放軌跡是主要途徑。

美國Cincinnati公司[10]以CATIA為基礎(chǔ)開發(fā)的ACRAPATH可實現(xiàn)離線的模型導(dǎo)入、軌跡生產(chǎn)、后處理、仿真和代碼生成等功能；VISTAGY[11]公司的FiberSIM軟件不僅能夠?qū)崿F(xiàn)調(diào)用工程軟件中的鋪放模型,而且還能夠自動生成鋪帶代碼文件,兼容常見的CATIA、NX和ProE等工程軟件；西班牙M-Torres公司以CATIA為基礎(chǔ)開發(fā)了方便編程的CAD/CAM軟件模塊；法國Forest-line公司采用法國純粹和應(yīng)用數(shù)學(xué)中心(CIMPA)SA注冊的Tape Lay軟件設(shè)計并集成到CATIA V5的CAM模塊,能夠?qū)崿F(xiàn)鋪帶軌跡規(guī)劃線型的比較與仿真[12]。

國內(nèi)相關(guān)方面研究起步相對較晚,主要是樣機研制、產(chǎn)品試制以及技術(shù)儲備階段。在自動鋪帶方面,肖軍等[13]根據(jù)微分幾何理論證明了在可展曲面上“自然路徑”與測地線的等價,并基于AutoCAD環(huán)境,應(yīng)用弧長展開變換方法構(gòu)造了柱面鋪帶軌跡算法,開發(fā)了具有機器代碼生成的仿真軟件,能夠?qū)崿F(xiàn)給定形狀、給定鋪層構(gòu)件的鋪帶軌跡生成、后置處理與加工指令生成。在自動鋪絲方面,肖軍等[14]開發(fā)了基于OpenGL的自動鋪絲運動模擬設(shè)計與仿真軟件和基于CATIA的自動鋪絲CAD/CAM軟件原型,選取初始參考線,構(gòu)建適當(dāng)?shù)那娴染嗥揭七M(jìn)行軌跡規(guī)劃和選取合適的參考軸線,并構(gòu)造曲面與該軸線固定角度的迭代格式。同時,韓振宇等[15]研究并開發(fā)了能夠?qū)崿F(xiàn)仿真纖維鋪放路徑規(guī)劃的軟件系統(tǒng),利用平行投影定理實現(xiàn)鋪放軌跡在網(wǎng)格單元共享頂點處良好銜接,提出并驗證了等距偏置算法。

1.2.2 基于自動鋪帶的曲率結(jié)構(gòu)成型技術(shù)

航空復(fù)合材料中加筋壁板結(jié)構(gòu)十分常見,其筋條由于曲率加大,難以直接采用自動鋪帶工藝制備,而采用自動鋪絲工藝效率偏低。為此常采用自動鋪帶工藝先制備平板預(yù)浸料坯料,然后采用熱隔膜工藝或機械變形工藝將其成型為帶曲率預(yù)制件,可以得到L型、C型、I型等筋條。

1)熱隔膜成型工藝

對于復(fù)合材料,熱隔膜工藝[16]最初是用于熱塑性復(fù)合材料的制造,而后發(fā)展為帶曲率熱固性復(fù)合材料預(yù)制件的重要成型方法。該技術(shù)先將自動鋪帶機或人工鋪覆成的平板結(jié)構(gòu)放置于熱隔膜成型機上,平板結(jié)構(gòu)表面覆蓋一種延展性和強度較高的隔膜,在隔膜內(nèi)部抽真空,利用負(fù)壓和紅外輻射加熱,將平板結(jié)構(gòu)整體貼合模具成型,從而壓實成具有曲面結(jié)構(gòu)的預(yù)制件,如圖1所示。工藝過程中復(fù)合材料受熱溫度較低,未發(fā)生明顯固化,因此需再用熱壓罐等工藝進(jìn)行固化。該方法非常適合于大型曲面復(fù)雜件,如梁和長桁的制造,預(yù)成型型面精度容易控制,并且自動化程度高,勞動力成本低。

圖1 熱隔膜成型過程示意圖Fig.1 Schematic diagram of hot drape forming process

熱隔膜成型過程中預(yù)浸料鋪層之間、預(yù)浸料與模具表面以及預(yù)浸料與熱隔膜之間均發(fā)生著復(fù)雜的摩擦行為,還涉及到紅外加熱、模具預(yù)加熱帶來的溫度場變化,需要控制合理的預(yù)浸料滑移量和滑移速度,才能避免預(yù)制件中發(fā)生纖維褶皺等缺陷。作者團(tuán)隊[16-18]針對熱固性單向帶,研究了熱隔膜成型過程中C型預(yù)成型體和模具溫度的變化規(guī)律以及成型溫度、預(yù)成型體尺寸、成型速率對試件表面質(zhì)量和內(nèi)部缺陷的影響,并建立了預(yù)浸料滑移摩擦力測試方法,發(fā)現(xiàn)通過調(diào)控工藝溫度和抽真空速率,可以改變預(yù)浸料滑移摩擦力的大小和滑移量,最終影響復(fù)合材料的工藝質(zhì)量。借助計算機模擬技術(shù),可以分析熱隔膜工藝中溫度場和預(yù)浸料的滑移狀態(tài)。如Pantelakis和Baxevani[19]研究了熱隔膜工藝的產(chǎn)品質(zhì)量及成本的最優(yōu)條件；Labeas等[20]通過有限元方法研究了紅外輻射加熱對熱隔膜成型過程溫度分布的影響；Smiley和Pipes[21]通過數(shù)值模擬分析了熱塑性復(fù)合材料在隔膜成型過程中的變形行為；Krebs[22]和Mallon[23]等對碳纖維/PEEK復(fù)合材料雙隔膜成型過程進(jìn)行了研究,考慮了包括模具形狀、層板厚度、鋪層方式、隔膜種類等在內(nèi)的影響成型質(zhì)量的因素,并進(jìn)一步分析了預(yù)浸料鋪層的滑移變形過程。下一步研究趨勢應(yīng)為實現(xiàn)熱隔膜成型全過程的有限元模擬,包括溫度變化情況以及變形過程應(yīng)力分布的預(yù)報。

2)機械變形成型工藝

機械方式的變形成型工藝,其實質(zhì)是熱隔膜成型工藝的發(fā)展。熱隔膜在成型時只有一個真空負(fù)壓的作用,難以成型厚度較大的層板,而采用機械壓力則可以完成厚層板的變形,得到帶曲率預(yù)成型體。該技術(shù)依然是利用自動鋪帶技術(shù)將預(yù)浸料鋪疊成平板,然后利用機械的方式將平板貼向具有一定曲面構(gòu)型的模具,預(yù)浸料平板一端被設(shè)備對壓運動機構(gòu)固定,另一端放置在成型機構(gòu)端的上下加熱片間,加熱后,預(yù)浸料層在設(shè)備下壓運動的機械作用下成型成L型制件,并可通過對壓運動機構(gòu)的相對運動成型成T型制件,最后利用熱壓罐等工藝固化得到制件成品。機械方式的變形成型工藝易于工廠自動化生產(chǎn)和流水線作業(yè),對提高梁結(jié)構(gòu)制件的生產(chǎn)效率具有重要意義。這類成型工藝最早曾用于制造westland30-300直升機的熱塑性基體復(fù)合材料水平安定面。目前,空客已將機械方式的變形成型工藝運用到A350XWB機翼長桁的自動化生產(chǎn)線上。

1.3 整體化成型技術(shù)

易于實現(xiàn)大面積整體成型是復(fù)合材料制造的顯著特點之一,對于飛行器結(jié)構(gòu)而言,大面積整體成型復(fù)合材料在滿足結(jié)構(gòu)總體性能要求的前提下,可以大幅減少零件與緊固件數(shù)目,從而減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、降低成本,特別是裝配成本,這是美國CAI計劃解決的主要關(guān)鍵技術(shù)之一。

1)基于熱壓罐成型的共固化技術(shù)

對于熱壓罐工藝而言,整體成型的關(guān)鍵是共固化/共膠接(Cocured/Cobonded)技術(shù)。在國防和民用飛行器方面,復(fù)合材料大面積整體成型技術(shù)均發(fā)展迅速,獲得了顯著效益,如F-22和F-35機翼均由4塊整體成型機翼壁板構(gòu)成,B-2外翼由兩塊大的外翼蒙皮構(gòu)成；大型客機方面,A380中央翼、Boeing787機身和機翼、空客A350XWB機翼都采用了復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)[24]。目前對于大型復(fù)雜構(gòu)件,如大尺寸變厚度結(jié)構(gòu)、多筋厚蒙皮結(jié)構(gòu)和整體框、梁等結(jié)構(gòu)的整體成型技術(shù),如何實現(xiàn)大型復(fù)合材料構(gòu)件整體化成型與結(jié)構(gòu)設(shè)計分析相結(jié)合,提高質(zhì)量控制精度是目前的研究重點。

此外,結(jié)合自動鋪放技術(shù)的整體化成型技術(shù)已成為航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的首選工藝。例如Boeing787的所有翼面及翼盒構(gòu)件均采用自動鋪帶技術(shù)制造,機身段采用自動鋪絲技術(shù)制造。A380的尾錐、A350XWB的尾錐和C形梁使用自動鋪絲工藝制成,如圖2所示。V-22飛機的后機身,F-22和F-35復(fù)合材料的S形進(jìn)氣道采用自動鋪絲技術(shù)制造[25]。

圖2 自動鋪絲技術(shù)在A380上的應(yīng)用Fig.2 Application of automated fiber placement on A380

2)預(yù)浸料/液體成型的共固化技術(shù)

預(yù)浸料工藝的高性能和液體成型工藝的低成本,促使制造技術(shù)人員考慮將兩者結(jié)合,取長補短,在性能和成本上做出平衡,由此預(yù)浸料/液體成型共固化工藝應(yīng)運而生。該工藝原理[26]是將預(yù)浸料鋪層和干纖維預(yù)成型體組合在一起,將樹脂注入干纖維預(yù)成體中,進(jìn)一步使其與預(yù)浸料鋪層一同固化形成一個整體,預(yù)浸料鋪層主要用于蒙皮結(jié)構(gòu),干纖維預(yù)成型體主要用于筋條、凸臺、連接部分等復(fù)雜結(jié)構(gòu)。該工藝可以通過改變預(yù)浸料鋪層、干纖維預(yù)成型體的結(jié)構(gòu)和組合方式,制造復(fù)雜形狀構(gòu)件,可以大幅度減少零件、緊固件的數(shù)量和裝配工序,并且簡化了模具設(shè)計和樹脂充模過程,從而降低了制造成本,減輕了制件質(zhì)量。此外,預(yù)浸料鋪層和干纖維預(yù)成型體可以根據(jù)要求選擇不同種類的樹脂、纖維和織構(gòu)形式,從而靈活地設(shè)計制件的性能。

典型的預(yù)浸料/液體成型共固化工藝包含樹脂傳遞模塑/預(yù)浸料共固化工藝(Co-curing Resin Transfer Molding Process,Co-RTM)、真空灌注/預(yù)浸料共固化工藝(Co-curing Vacuum Assistant Resin Infusion Process,Co-VARI)、樹脂膜熔滲/預(yù)浸料共固化工藝(Co-curing Resin Film Infusion Process,Co-RFI),如圖3所示。共固化液體成型工藝用于飛機承力結(jié)構(gòu),被證明是一種極具發(fā)展前途的復(fù)合材料低成本整體成型制造技術(shù)。例如,Co-RTM工藝首先由美國Northrop Grumman公司[27]提出,用于生產(chǎn)大型整體復(fù)合材料制件,繼而在美國CAI計劃中得到進(jìn)一步發(fā)展。F-35垂直安定面采用自動鋪帶的Co-RTM工藝制造,制造成本降低1.4萬美元,質(zhì)量減少7%,零件數(shù)減少52%,模具數(shù)減少38%；F-35采用三維編織加強筋和絲束鋪放的Co-RTM工藝制造整體進(jìn)氣道,緊固件減少95%,減重36.4 kg,成本降低20萬美元。歐洲“Clean Sky”計劃[28]中包含了Co-RFI工藝,采用該工藝制備的復(fù)合材料力學(xué)性能達(dá)到了所用的Oo A(Out of Autoclave Process)預(yù)浸料強度的水平。作者團(tuán)隊[29-35]對Co-RFI和Co-VARI工藝開展了研究,通過對加筋壁板制備工藝的研究,證明Co-VARI獲得的力學(xué)性能低于預(yù)浸料/熱壓罐工藝,而高于RFI工藝,預(yù)浸料部分與RFI部分的結(jié)合界面性能優(yōu)異,同時工藝周期短,有望用于民機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造。航天特種材料及工藝研究所采用Co-RTM工藝制備復(fù)雜彈體結(jié)構(gòu),簡化了模具結(jié)構(gòu)和工序,提高了成品率、降低了工藝時間。

圖3 預(yù)浸料/液體成型共固化工藝示意圖Fig.3 Schematic diagram of co-curing prepreg/liquid composite molding process

2 新型低成本制造技術(shù)

與此同時,出于降低成本的考慮,以液體成型工藝、真空袋工藝、先進(jìn)拉擠工藝為代表的非熱壓罐工藝也不斷發(fā)展,逐漸在非承力、次承力乃至主承力結(jié)構(gòu)上獲得應(yīng)用。

2.1 非熱壓罐技術(shù)

非熱壓罐技術(shù)常被稱為Oo A,是相對于傳統(tǒng)的熱壓罐成型技術(shù)而言的,指不用熱壓罐而制造出具有與熱壓罐工藝相同性能和質(zhì)量的復(fù)合材料制件[36]。廣義上來說,凡是不使用熱壓罐設(shè)備的復(fù)合材料制件的成型方法,都可以稱之為非熱壓罐成型技術(shù)。目前為止,在航空航天制件中獲得應(yīng)用的非熱壓罐成型技術(shù)主要有以下幾種[37]:非熱壓罐預(yù)浸料技術(shù)、液體成型技術(shù)、先進(jìn)拉擠成型技術(shù)、預(yù)浸料模壓成型技術(shù)等。在這些技術(shù)中,由于非熱壓罐預(yù)浸料技術(shù)更接近于傳統(tǒng)的熱壓罐成型工藝,有著廣泛的手工鋪貼和自動鋪貼的工藝基礎(chǔ),因而被視為最有可能大規(guī)模實現(xiàn)的非熱壓罐成型技術(shù)。

非熱壓罐預(yù)浸料技術(shù)是以預(yù)浸料層合結(jié)構(gòu)為主,沿用手工鋪貼和自動鋪貼,最后采用真空袋工藝固化的方法。為了滿足制造質(zhì)量和機械性能與熱壓罐工藝相當(dāng),主要需解決僅在真空壓作用下如何保證足夠高的纖維含量和滿足要求的較低孔隙率水平,而采用具有適當(dāng)流動特性的樹脂體系,并制備出部分浸潤纖維的預(yù)浸料是實現(xiàn)這一目標(biāo)的關(guān)鍵,它能保證即使制備厚制件時樹脂也能在低壓下充分流動,保證纖維密實從而獲得高的纖維含量；同時在真空作用下部分浸潤形成的預(yù)浸料坯料內(nèi)部通道,能夠保證揮發(fā)充分和夾雜空氣充分排除,獲得低的孔隙率。

目前,國外的預(yù)浸料制造商已研發(fā)出多種用于Oo A工藝的預(yù)浸料體系,用于制造飛機的非承力、次承力、主承力結(jié)構(gòu)。如英國ACG公司[38]推出的MTM44-1環(huán)氧預(yù)浸料體系已經(jīng)通過了空客公司的認(rèn)證,將應(yīng)用于飛機的主承力結(jié)構(gòu),MTM44-1已經(jīng)在ALCAS(Advanced Low Cost Aircraft Structure)計劃中應(yīng)用于制造民機機翼中央翼盒下壁板、商務(wù)機機翼平臺、機翼C型梁試驗件、C-17運輸機后緣等飛機結(jié)構(gòu)件演示驗證件。ACG公司的MTM45-1正在空客認(rèn)證過程中,已經(jīng)在美國“先進(jìn)復(fù)合材料貨運飛機”(Advanced Composites Cargo Aircraft)計劃中得到了初步應(yīng)用,MTM45-1被作為該計劃驗證機全復(fù)合材料機身結(jié)構(gòu)材料。美國Hexcel公司[39]的Hex Ply?M56、Cytec公司的Cycom?5215預(yù)浸料也在民用航空領(lǐng)域有好的應(yīng)用前景,如圖4所示。航天方面,NASA[40]采用Oo A制造航天器大型復(fù)合材料構(gòu)件,如復(fù)合材料乘員艙(Composite Crew Module,CCM)、直徑達(dá)10 m的太空發(fā)射系統(tǒng)的有效載荷整流罩等；ACG推出的LTM45系列材料應(yīng)用于Delta火箭筒段等結(jié)構(gòu)。國內(nèi)的研究尚處于起步階段,中航工業(yè)集團(tuán)公司[41]研制出“VB”系列真空袋固化樹脂體系與T700SC碳纖維配合,制成的預(yù)浸料在真空袋壓成型下能達(dá)到1%的孔隙率。

圖4 非熱壓罐預(yù)浸料M56制備的厚層板照片F(xiàn)ig.4 Morphology of thick laminate made of M56 outof autoclave prepreg

微波固化[42]屬于新興的非熱壓罐固化技術(shù)。與熱壓罐和烘箱的表面加熱技術(shù)不同,微波固化屬于體積加熱,通過電磁作用使制件整體均勻快速加熱,熱量傳遞滯后問題被大大減弱,固化效率提高的同時減少了能耗,微波固化設(shè)備如圖5所示。英國GKN[43]宇航公司在微波固化技術(shù)商業(yè)化方面開展了大量工作,該公司采用微波技術(shù)和商業(yè)化的環(huán)氧預(yù)浸料制備了飛機襟翼加筋壁板等復(fù)合材料結(jié)構(gòu),如圖6所示,發(fā)現(xiàn)與熱壓罐工藝相比,固化質(zhì)量相當(dāng),而工藝時間縮短40%,能耗減少80%。需要注意的是,由于不同材料對微波的吸收和反射特性不同,應(yīng)充分掌握復(fù)合材料、模具、工藝輔助材料吸收微波能量的特性,以合理設(shè)計工藝條件。

圖5 復(fù)合材料微波固化爐Fig.5 Microwave oven for composite curing

圖6 微波固化的加筋壁板Fig.6 Stiffened panel by microwave curing

2.2 液體成型

液體成型技術(shù)(LCM,Liquid Composites Molding)[44]是一種世界公認(rèn)的低成本制造技術(shù),在航空航天領(lǐng)域發(fā)展十分迅速,主要包括樹脂傳遞模塑成型RTM(Resin Transfer Molding)、樹脂膜熔滲成型RFI(Resin Film Infusion)、真空輔助樹脂灌注成型VARI(Vacuum Assistant Resin Infusion)等。這些技術(shù)不采用預(yù)浸料,投資較小、生產(chǎn)效率高、能耗低,同時采用二維、三維編織及多向針織、縫編等技術(shù)制備纖維預(yù)成型體,克服了傳統(tǒng)復(fù)合材料層間強度低、易分層的弱點,提高了復(fù)合材料的抗損傷能力。目前液體成型技術(shù)在航空航天承力結(jié)構(gòu)上獲得了越來越多的應(yīng)用,如美國F-22[45]的360個零件采用RTM工藝制造,包括機翼正弦波梁、尾翼工字形梁、肋、機身框、襟副翼等；空客A380的機翼后緣和后壓力隔框,Boeing787機身的大部分隔框等均采用RFI工藝制造[46]；VARI工藝則已用于大型機翼蒙皮、前機身、機翼翼梁、垂尾、運輸機貨艙門、彈道導(dǎo)彈儀器艙段的制造[47]。此外,國內(nèi)外也開始將Z向增強技術(shù)與液體成型工藝相結(jié)合,具有工藝成本低,整體化程度高且界面連接強度大等優(yōu)勢[48]。

由于對樹脂體系低黏度等工藝性要求,其LCM工藝的樹脂基體增韌受到限制,使得制備的復(fù)合材料韌性普遍低于預(yù)浸料/熱壓罐工藝,而纖維預(yù)成型體增韌技術(shù)成為了解決這一問題的重要途徑[49]。美國Cytec公司開發(fā)出一種稱為“Priform”的液體成型工藝,該工藝將熱塑性纖維與增強纖維編織,熱固性樹脂充模保溫過程中熱塑性纖維熔于熱固性樹脂中,在實現(xiàn)對復(fù)合材料增韌的同時不影響充模樹脂優(yōu)良的流動性,獲得工藝質(zhì)量易控、韌性優(yōu)異的復(fù)合材料。益小蘇和杜善義[50]發(fā)明了ESTM(Ex Situ Trademark)織物,該織物表面以點陣方式附著了增韌劑,在不影響樹脂充模的前提下極大提高了復(fù)合材料韌性。

為了進(jìn)一步降低成本、擴大適用范圍,新型的液體成型技術(shù)也不斷涌現(xiàn)。例如澳大利亞Quickstep公司[51]推出了新型的液體成型工藝,如圖7所示,將模具漂浮于導(dǎo)熱流體中,基于流體導(dǎo)熱的優(yōu)勢,實現(xiàn)快速加熱或快速冷卻,熱量傳遞速度比熱壓罐工藝快25倍,加熱速率可達(dá)到22℃/min。該技術(shù)已用于制造F-35戰(zhàn)斗機的垂直尾翼翼梁等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。美國Hexcel公司開發(fā)了能夠鋪放干纖維的自動鋪放設(shè)備和單向帶HiTape?,實現(xiàn)了干纖維預(yù)成型體的自動化制備,然后進(jìn)行樹脂注射或灌注工藝,固化得到制件的纖維含量可以達(dá)到60%,其力學(xué)性能與熱壓罐工藝相當(dāng),因此有望用于飛機主承力結(jié)構(gòu)。

圖7 Quickstep工藝Fig.7 Quickstep process

2.3 預(yù)浸料拉擠成型技術(shù)

拉擠成型是一種連續(xù)生產(chǎn)復(fù)合材料型材的工藝,一般在牽引力的作用下纖維絲束浸漬樹脂后通過模具進(jìn)行預(yù)成型和固化,其自動化程度較高。先進(jìn)拉擠成型技術(shù)簡稱ADP(Advanced Pultrusion),是直接對預(yù)浸料進(jìn)行拉擠成型的自動化生產(chǎn)工藝,尤其適合生產(chǎn)各類直線性、固定截面的型材。ADP成形技術(shù)綜合了手工預(yù)浸料鋪疊力學(xué)性能優(yōu)勢和拉擠成形自動化的優(yōu)勢,根據(jù)最終型材外形和性能要求,選擇預(yù)浸料的合適寬度、預(yù)浸料層數(shù)和鋪層方向。由于原材料采用的是預(yù)浸料,可以根據(jù)構(gòu)件的設(shè)計要求,實現(xiàn)任何鋪層(包括單向和±45°織物預(yù)浸料)的組合。

由于空客 A380、A350、Boeing787、A400M等大型飛機大量使用復(fù)合材料筋肋與蒙皮共固化的工藝技術(shù),采用ADP技術(shù)制造的長桁和梁類構(gòu)件容易實現(xiàn)制件固化度的控制,達(dá)到一定固化度的型材既能保持截面形狀又能在熱力作用下通過微變形適應(yīng)不同型面,如翼面、機身壁板,最終與壁板共固化得到加筋壁板結(jié)構(gòu)件[52-53]。

采用ADP技術(shù)制造的復(fù)合材料型材自1996年開始應(yīng)用于A330-200的垂尾以來,空客所有垂尾上復(fù)合材料的拉擠構(gòu)件全部改用日本JAMCO公司ADP型材,這些型材通過熱壓罐共固化與翼面蒙皮復(fù)合。同樣,近年投入航線運營的空客A380機體結(jié)構(gòu)中也大量使用了采用ADP成形技術(shù)生產(chǎn)的梁、桁構(gòu)件,不僅在垂尾中大量采用了拉擠型材,而且機身客艙地板工字梁也采用了ADP制造,受載很大[54],如圖8所示。

圖8 采用先進(jìn)拉擠成型技術(shù)制造的A380上艙地板梁Fig.8 A380 upper-deck cabin floor beam fabricated byadvanced pultrusion

2.4 連續(xù)纖維增強熱塑性復(fù)合材料制造技術(shù)

與熱固性樹脂基復(fù)合材料相比,熱塑性樹脂基復(fù)合材料具有以下特點[55]:① 優(yōu)異的抗沖擊韌性,耐疲勞損傷性能；② 成型周期短,生產(chǎn)效率高；③ 纖維預(yù)浸料不必低溫存放,無限儲存期；④ 制品可重復(fù)加工、廢舊制品可再生利用；⑤ 可實現(xiàn)熱焊接。以往的熱塑性樹脂基復(fù)合材料因力學(xué)性能偏低、尺寸穩(wěn)定性差等問題,在飛行器結(jié)構(gòu)上鮮有應(yīng)用。然而隨著聚醚醚酮(PEEK,Polyetheretherketone)、聚苯硫醚(PPS,Polyphenylene Sulfide)等航空級高性能熱塑性樹脂基體及其連續(xù)纖維復(fù)合材料的出現(xiàn),使其在飛行器上的應(yīng)用受到了廣泛關(guān)注。例如,PEEK預(yù)浸料已經(jīng)應(yīng)用在F117A的全自動尾翼、C-130機身的腹部壁板、法國陣風(fēng)機身蒙皮等,空客A340/A380飛機機翼前緣應(yīng)用了玻璃纖維增強的聚苯硫醚復(fù)合材料[56-58]。Fokker公司目前正在開發(fā)碳纖維增強聚醚酮酮熱塑性復(fù)合材料相關(guān)技術(shù),擬用在下一代商業(yè)飛機的主承力結(jié)構(gòu)上,目前已經(jīng)做出了扭矩盒示范件,如圖9所示。該扭矩盒長達(dá)12 m,通過感應(yīng)焊接法將加強筋焊接在扭矩盒上。

連續(xù)熱塑性復(fù)合材料的制件成型工藝主要有熱折工藝、隔膜成型、模壓工藝、纖維纏繞成型、輥壓成型、拉擠成型等[59-62]。其中纖維纏繞成型以其高效、穩(wěn)定的特點使其應(yīng)用越來越廣泛。此外,適用于熱塑性復(fù)合材料的自動鋪放工藝也在美國、加拿大以及歐洲等國獲得研發(fā)。熱塑性預(yù)浸料黏性極低,需要鋪放頭有較高的加熱能力才能實現(xiàn)鋪放,通常采用激光加熱的方式。此外,與熱固性樹脂基復(fù)合材料的自動鋪放工藝不同的是,熱塑性復(fù)合材料在鋪放時若溫度和壓力適宜,鋪放后可以達(dá)到足夠的密實程度,有可能不需要再進(jìn)行熱壓罐固化,從而進(jìn)一步降低制造成本。

圖9 用CF/PEKK熱塑性復(fù)合材料制備的長達(dá)12 m的扭矩盒Fig.9 12 m torque box made of CF/PEKK thermoplastic composites

3 復(fù)合工藝?yán)碚撆c制造模擬

復(fù)合材料工藝過程發(fā)生著物理、化學(xué)、物理/化學(xué)耦合、熱/力耦合等復(fù)雜變化,影響因素多,變化不可逆,若不能掌握這些變化之間的內(nèi)在聯(lián)系及對最終產(chǎn)品的影響,工藝質(zhì)量將難以控制,采用大量實驗和經(jīng)驗摸索出的工藝方案適用性較差。為此,大量研究關(guān)注了復(fù)合材料工藝各環(huán)節(jié)的基礎(chǔ)理論問題,并且試圖用各種物理模型和數(shù)學(xué)模型進(jìn)行定性和定量的描述,為制造方案的制定和優(yōu)化提供依據(jù)。此外,復(fù)合材料工藝模型通常較為復(fù)雜,難以得到解析解,因此借助計算機對其進(jìn)行分析,模擬工藝過程,可以得到溫度、壓力、固化度、纖維分布、內(nèi)應(yīng)力等重要參量隨時間、位置的變化數(shù)據(jù),進(jìn)而評估制造缺陷的程度,優(yōu)化工藝參數(shù)[63]。液體成型理論分析與模擬早有報告,并較成熟,而針對熱壓罐工藝成型固化過程的相關(guān)理論分析和模擬難度大,但很重要。

3.1 復(fù)合材料傳熱行為

熱壓罐內(nèi)存在著罐內(nèi)氣體與模具、復(fù)合材料成型封裝體系的熱量交換以及復(fù)合材料構(gòu)件內(nèi)部的熱量變化。兩個溫度場保持相對獨立穩(wěn)定性的同時又存在著相互影響,造成整個體系內(nèi)復(fù)雜的溫度分布情況,直接影響復(fù)合材料成型質(zhì)量[64-68]。

熱壓罐內(nèi)溫度場多采用笛卡兒坐標(biāo)系下的N-S控制方程來描述,利用計算流體力學(xué)中連續(xù)、運動、能量的非定常三維N-S方程,以及反映湍流特性的湍流模型建立反映熱壓罐內(nèi)強迫對流換熱的溫度場三維非定常有限元模擬方法。模擬方法可以實現(xiàn)熱壓罐內(nèi)的模具溫度分布情況的預(yù)報,并可以對溫度場工藝參數(shù)、模具結(jié)構(gòu)參數(shù)和罐內(nèi)擺放位置等因素進(jìn)行研究,優(yōu)化罐內(nèi)溫度分布情況[69-72]。

復(fù)合材料構(gòu)件溫度場研究的主要方法有圖表法、解析法、數(shù)值模擬法以及實驗驗證的方法[72-74]。其中,對于一維熱傳導(dǎo)多通過解析法得到溫度分布方程,然后分析其溫度分布規(guī)律,能夠?qū)崿F(xiàn)對復(fù)合材料構(gòu)件成型過程中不同階段的溫度分布情況的預(yù)測；二維和三維的熱傳導(dǎo)問題一般通過有限元方法求解,其中溫度場與固化度耦合,通過求解帶有內(nèi)熱源的傅里葉熱傳導(dǎo)方程與樹脂固化動力學(xué)方程不僅可以實現(xiàn)成型過程的溫度分布與固化度的預(yù)報,還可通過研究升降溫速率、邊界條件設(shè)置以及層板厚度對溫度分布的影響來實現(xiàn)工藝的優(yōu)化[75-79]。式(1)為基于傅里葉熱傳導(dǎo)定律和能量平衡關(guān)系得到的含內(nèi)熱源復(fù)合材料的三維瞬態(tài)熱傳導(dǎo)控制微分方程。

式中:T為絕對溫度；Vf為纖維體積分?jǐn)?shù)；Cp為復(fù)合材料比熱容；kx、ky和kz為材料在整體坐標(biāo)系下的導(dǎo)熱系數(shù)；ρr為樹脂密度；ρc為復(fù)合材料密度；˙H 為反應(yīng)熱效率速率,與固化反應(yīng)速率有關(guān),其表達(dá)式為

式中:Hu為樹脂固化總放熱量；α為樹脂固化度；dα/d t為固化反應(yīng)速率。式(1)為復(fù)合材料溫度場模擬的理論基礎(chǔ),其中樹脂的固化動力學(xué)模型的準(zhǔn)確性是決定溫度場模擬結(jié)果可靠性的關(guān)鍵。

目前針對于溫度場的模擬多是將兩個溫度場獨立計算或是將熱壓罐內(nèi)溫度場的計算結(jié)果作為邊界條件進(jìn)行構(gòu)件內(nèi)溫度場的計算,如圖10所示。而由于尺寸差異,在將兩個溫度場同時計算時需要考慮網(wǎng)格劃分與計算效率的問題,往往會犧牲準(zhǔn)確度。如何提升算法的優(yōu)化度,保證準(zhǔn)確度的同時提高計算效率應(yīng)該是未來的發(fā)展趨勢。

圖10 熱壓罐內(nèi)溫度場模擬Fig.10 Simulation of temperature field in autoclave

3.2 復(fù)合體系傳質(zhì)與傳壓行為

纖維密實/樹脂滲流是指在外加壓力作用下,復(fù)合材料成形體內(nèi)樹脂相對于纖維而流動,并導(dǎo)致纖維堆積和排列狀態(tài)發(fā)生變化。為實現(xiàn)復(fù)合材料成型過程中纖維密實與樹脂滲流的模擬分析,基于達(dá)西定律和質(zhì)量守恒定律,Springer提出了波浪式密實模型,Gutowski提出了海綿式密實模型[80],作者團(tuán)隊提出了漸進(jìn)式雙重密實理論模式,使用有限元方法建立了一維、二維模擬方法分析各種參數(shù)對密實的影響。

基于力的平衡方程和流動性連續(xù)方程[81-84],對于特征單元,復(fù)合材料層板在熱壓成型過程中樹脂的二維流動和纖維密實模型為

式中:σxx、σzz和τxz分別為纖維層各個方向上的有效應(yīng)力；P為樹脂壓力；Sxx、Szz分別為纖維層x、z方向的滲透率；μ為樹脂黏度；εv為體應(yīng)變。

在復(fù)合材料熱壓工藝中,通常采用彈性理論描述剛性金屬模具的力學(xué)響應(yīng)行為。在熱壓工藝外加壓力范圍內(nèi),認(rèn)為模具材料滿足小變形條件,幾何方程可表示為

式中:εtxx、εtzz和γtxz分別為模具x、z方向的應(yīng)變；u和v分別為沿x、z方向上的位移。

金屬模具的本構(gòu)方程可表示為

式中:Et為模具的彈性模量；νt為模具的泊松比。

上述公式中,如何定義纖維層和模具的力學(xué)特性是關(guān)鍵點,而纖維滲透率、樹脂黏度等則是重要的輸入?yún)?shù)。

Li[85]和Hubert[86]等在一維模型的基礎(chǔ)上分別提出了模擬二維流動/壓縮模型。Hubert等[86]基于平衡方程和達(dá)西定律建立了二維流動/壓縮模型,并在模型的基礎(chǔ)上分析了各種參數(shù)對密實的影響。作者團(tuán)隊建立了熱壓罐工藝二維流動/壓縮模型,所采用的非線性彈性模型可用于大變形分析,并在本構(gòu)方程中考慮多孔介質(zhì)孔隙率的纖維層壓縮特性的影響,同時考慮滲透率特性隨孔隙率的變化。

加拿大研究機構(gòu)研制的COMPRO軟件將熱化學(xué)-流動密實-結(jié)構(gòu)應(yīng)力進(jìn)行綜合模擬。作者團(tuán)隊?wèi)?yīng)用Biot固結(jié)理論實現(xiàn)了復(fù)合材料成型過程纖維密實/樹脂流動的二維數(shù)值模擬,并在模型中考慮了軟模和輔助材料的影響,實現(xiàn)了多相體系多場耦合成型過程的模擬,加筋壁板的模擬結(jié)果如圖11所示,圖中P為樹脂壓力,MPa。

現(xiàn)階段研究難點在于如何實現(xiàn)考慮模具作用、預(yù)浸料鋪層之間以及鋪層與模具之間摩擦阻力影響下的復(fù)雜構(gòu)件成型過程的纖維密實分析,剪切層的引入有望實現(xiàn)這一過程的定量分析,作者團(tuán)隊已經(jīng)開展了探索工作。該工作在幾何模型中復(fù)合材料與模具間添加有一定厚度的過渡層,并賦予其一定的力學(xué)特性,實現(xiàn)復(fù)合材料與模具摩擦行為的模擬,如12所示,P為成型壓力,τ1為復(fù)合材料與軟模間的剪切應(yīng)力,τ2為復(fù)合材料與剛模間的剪切應(yīng)力)。

圖12 考慮模具與復(fù)合材料界面滑移行為的模擬模型Fig.12 Simulation model based on slippage behavior at interface between mold and composite materials

3.3 應(yīng)力與變形

材料的熱脹冷縮反應(yīng)、樹脂固化收縮效應(yīng)以及復(fù)合材料與模具材料在熱膨脹系數(shù)上的巨大差異,使得制件結(jié)構(gòu)內(nèi)部將不可避免地產(chǎn)生殘余應(yīng)力,進(jìn)而引起復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件在脫模后產(chǎn)生回彈變形以及翹曲變形,使構(gòu)件在室溫下的自由形狀與預(yù)期的設(shè)計形狀存在一定的差異,即產(chǎn)生固化變形[87-92]。

熱應(yīng)變的產(chǎn)生是由于在復(fù)合材料固化成型過程中,復(fù)合材料的溫度受熱傳遞和樹脂固化反應(yīng)放熱的影響,不斷產(chǎn)生變化,當(dāng)溫度增高時,復(fù)合材料受熱膨脹,當(dāng)溫度下降時,復(fù)合材料收縮,從而產(chǎn)生了隨溫度而改變的熱應(yīng)變。在復(fù)合材料的固化成型過程中,樹脂基體發(fā)生交聯(lián)固化反應(yīng),使復(fù)合材料產(chǎn)生體積收縮,由于復(fù)合材料內(nèi)部固化度的不一致,各部分的收縮并不相同,從而導(dǎo)致了化學(xué)收縮應(yīng)變的產(chǎn)生[93-100]。復(fù)合材料成型過程的固化變形模擬的主要目的是由此確定模具型面的補償量,同時考慮型面補償導(dǎo)致的制件變形,最終使得構(gòu)件尺寸達(dá)到預(yù)期值[101-104]。

復(fù)合材料的熱應(yīng)變?yōu)?/p>

式中:ε為復(fù)合材料應(yīng)變；α為復(fù)合材料熱膨脹系數(shù)；ΔT為溫度差。對于連續(xù)單向纖維增強復(fù)合材料,根據(jù)其橫觀各向同性,其熱膨脹系數(shù)可以表示為

式中:α1、α2和α3分別為復(fù)合材料3個方向上的熱膨脹系數(shù)；α1f和α2f分別為纖維軸向、橫向熱膨脹系數(shù)；E1f為纖維軸向模量；αm為樹脂熱膨脹系數(shù),下標(biāo)m為樹脂固化收縮應(yīng)變；E0為樹脂未固化的初始模量；E∞為樹脂完全固化后的模量；Em為樹脂在固化度為αn時的模量；αn為任意時刻的樹脂固化度；ν12f為纖維主泊松比；νm為樹脂泊松比；α0為樹脂凝膠時的固化度；α∞為固化結(jié)束后的樹脂固化度；am為一個計算系數(shù)。

因樹脂固化反應(yīng)帶來的收縮可表示為

由于樹脂固化收縮導(dǎo)致的連續(xù)單向增強復(fù)合材料的固化收縮率可表示為

式中:εsh為收縮應(yīng)變,下標(biāo)1、2、3分別為復(fù)合材料3個主方向；Δα為固化度變化值；Vsh為樹脂體積收縮總量；ε1f為纖維軸向熱應(yīng)變；ε2f為纖維橫向熱應(yīng)變。

與溫度場的模擬計算類似,在應(yīng)力變形場中,同樣利用有限元方法計算耦合的溫度與固化度,得到成型過程中復(fù)合材料構(gòu)件內(nèi)部每一節(jié)點上的熱應(yīng)變與收縮應(yīng)變以及由此產(chǎn)生的內(nèi)應(yīng)力,在成型結(jié)束時,除去邊界的約束條件獲得最終的構(gòu)件固化變形以及殘余應(yīng)力。

復(fù)合材料構(gòu)件固化變形有限元模型從一維向三維發(fā)展,從簡單向復(fù)雜發(fā)展,能夠模擬復(fù)合材料固化溫度場、固化度場和固化變形,為研究復(fù)合材料固化成型機制提供了良好的分析手段。

加拿大研究機構(gòu)進(jìn)行了熱壓工藝COMPRO軟件的研制,并和波音合作,實現(xiàn)了熱化學(xué)-流動密實-結(jié)構(gòu)應(yīng)力的綜合模擬,并在復(fù)合材料變形方面展開了大量研究,如圖13所示整流罩應(yīng)變預(yù)測結(jié)果,其中,Johnston[97]和Fernlund[105]等在復(fù)合材料變形研究中引入低模量剪切層單元表示模具和層板界面層的應(yīng)力傳遞。Melo和Radford[106]建立了經(jīng)驗?zāi)Ｐ脱芯坑捎谀＞吆蛯影逑嗷プ饔盟鶎?dǎo)致的翹曲問題。Twigg等[107-108]采用類似于Johnston的數(shù)值方法,通過調(diào)整剪切層的性質(zhì),研究層板和模具的剪切作用。國內(nèi)有很多高校進(jìn)行了相關(guān)研究工作。

圖13 整流罩的固化變形預(yù)測Fig.13 Prediction for curing deformation of cowling

4 成型工藝質(zhì)量控制方法

先進(jìn)復(fù)合材料的成型固化是在一定壓力和加熱條件下完成的,該過程是非常復(fù)雜且難以直接觀察,涉及到了熱量傳遞、固化反應(yīng)、樹脂流動、纖維密實、氣泡的形成、生長及遷移等多種物理、化學(xué)及其耦合變化。不同的樹脂體系和纖維增強體的物理和化學(xué)特性不同,造成成型固化過程有明顯差異,這些因素與工藝參數(shù)、模具方案、產(chǎn)品結(jié)構(gòu)等交織在一起。同時航空航天結(jié)構(gòu)高昂的制造成本,要求保證高的成品率,這使得工藝質(zhì)量的控制成為了復(fù)雜而又核心的技術(shù)。復(fù)合材料工藝質(zhì)量控制技術(shù)包含工程技術(shù)和科學(xué)研究兩個方面,前者往往在產(chǎn)品生產(chǎn)中起決定作用,而后者往往在產(chǎn)品研制中有重要地位。

4.1 工程技術(shù)規(guī)范與數(shù)據(jù)庫

航空航天工業(yè)已充分認(rèn)識到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)這一特點,并在積木式設(shè)計驗證程序中對材料與工藝控制進(jìn)行鑒定,建立材料規(guī)范和工藝規(guī)范,保證能生產(chǎn)出可重現(xiàn)且可靠的結(jié)構(gòu)。例如FAA制定出版了預(yù)浸料和復(fù)合材料規(guī)范及工藝規(guī)范編制指南,加快了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制與適航審定進(jìn)度,降低了成本,保證了工藝質(zhì)量[109]。

復(fù)合材料工藝規(guī)范中,對相應(yīng)產(chǎn)品所涉及的所有制造因素都進(jìn)行了明確規(guī)定,如適用范圍、引用文件、材料要求、設(shè)備和設(shè)施要求、人員要求、工裝要求、制造要求(鋪層、預(yù)壓實、真空袋封裝、溫度監(jiān)測、固化、膠接、脫模、工裝)、驗收標(biāo)準(zhǔn)等。

材料規(guī)范和工藝規(guī)范制定過程中,數(shù)據(jù)庫是其必不可少的依據(jù),數(shù)據(jù)庫應(yīng)包含原材料、中間材料、芯材、復(fù)合材料等物理、化學(xué)、工藝、力學(xué)等性能,這些數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性、可靠性需要有足夠的實驗批次、合理的實驗矩陣、先進(jìn)的測試標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范、嚴(yán)格的檢測工作質(zhì)量管理體系作為保障。

從1994年開始在NASA、FAA和美國70家企業(yè)、學(xué)術(shù)機構(gòu)及政府機構(gòu)組織開展了AGATE(Advanced General Aviation Technology Experiments)項目,目的是在滿足FAR23、AC20-107A和AC21-26要求的前提下,發(fā)展一種通用的復(fù)合材料鑒定和性能等同判斷方法及規(guī)則,建立共享的數(shù)據(jù)庫,大幅度降低材料鑒定的成本和時間,加快通用飛機設(shè)計、發(fā)展進(jìn)程和適航審定。2005年,NASA的技術(shù)人員認(rèn)識到AGATE的方法應(yīng)該從通用航空領(lǐng)域推廣到整個航空行業(yè),于是建立了國家先進(jìn)材料性能中心(National Center for Advanced Materials Performance,NCAMP),該中心制定了大量指導(dǎo)性文件,尤其是包含了復(fù)合材料體系適航審定中材料規(guī)范、工藝規(guī)范以及數(shù)據(jù)庫的大量內(nèi)容,為復(fù)合材料在民用航空上的應(yīng)用奠定了技術(shù)基礎(chǔ)[109-110]。

中航工業(yè)集團(tuán)公司針對中國航空用材料體系,建立了復(fù)合材料工程數(shù)據(jù)庫,覆蓋了目前中國航空工業(yè)的主要材料牌號,并研究了數(shù)據(jù)庫的管理和應(yīng)用技術(shù)。

高航等歸納總結(jié)了復(fù)合材料典型構(gòu)件加工特征,在此基礎(chǔ)上構(gòu)建了復(fù)合材料典型特征加工工藝數(shù)據(jù)庫,利用該數(shù)據(jù)庫可以將復(fù)合材料的相關(guān)加工工藝信息進(jìn)行合理分類存儲,便于用戶進(jìn)行檢索[111]。

美國十分重視復(fù)合材料的標(biāo)準(zhǔn)化工作。自20世紀(jì)70、80年代開始,由美國國防部下屬的MIL-HDBK-17協(xié)調(diào)委員會編制有關(guān)復(fù)合材料性能表征、性能數(shù)據(jù)和在結(jié)構(gòu)中應(yīng)用指南的軍用手冊,被國外的復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研制的工程技術(shù)人員稱為“復(fù)合材料的圣經(jīng)”,該系列手冊于2013年宣布廢止,并由美國SAE協(xié)會制訂的CMH-17系列復(fù)合材料手冊替代,其中與MIL-HDBK-17F相比,在“生產(chǎn)材料和工藝過程的質(zhì)量控制”章節(jié)中,有大量更新,包含了材料采購質(zhì)量保證程序、零件制造檢驗、管理材料和工藝中的變更、改進(jìn)工藝的統(tǒng)計工具等內(nèi)容[110]。

從目前工藝規(guī)范和數(shù)據(jù)庫的應(yīng)用看,建立統(tǒng)一的技術(shù)規(guī)范標(biāo)準(zhǔn),構(gòu)建復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計/制造/評價共享數(shù)據(jù)庫是促進(jìn)復(fù)合材料工業(yè)快速發(fā)展的重要措施。

4.2 復(fù)合材料制造裝備

制造裝備無疑是復(fù)合材料制造的基礎(chǔ),也是顯示制造技術(shù)水平的重要標(biāo)志。實現(xiàn)自動化制造和高精度制造是復(fù)合材料制造裝備發(fā)展的主要目的。

自動鋪帶和自動鋪絲替代手工鋪層的方式,可以大幅提高生產(chǎn)效率,降低手工操作的不確定性,保證了產(chǎn)品的質(zhì)量穩(wěn)定性。但是根據(jù)產(chǎn)品結(jié)構(gòu)和尺寸的不同,它們各有適用的范圍。由圖14可以看到,當(dāng)制件的結(jié)構(gòu)較為簡單,如機翼蒙皮,則采用自動鋪帶生產(chǎn)效率最高,當(dāng)制件的結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜時,如機身,則采用自動鋪絲生產(chǎn)效率最高,而手工鋪層可以適用于各種結(jié)構(gòu)的制件,但其效率最低,且對制件有最大尺寸的限制。

與手工鋪層相比,自動鋪帶和自動鋪絲對預(yù)浸料的黏性有更高要求,若黏性不滿足要求,則鋪疊質(zhì)量無法保證。由于預(yù)浸料黏性與樹脂、纖維、預(yù)浸料尺寸等多種因素有關(guān),尚沒有統(tǒng)一的黏性定量測試方法,因此國內(nèi)外學(xué)者對預(yù)浸料黏性的表征開展了研究。此外,自動鋪放工藝對預(yù)浸料的質(zhì)量穩(wěn)定性和尺寸均勻性控制的要求也更高。由此可見,先進(jìn)制造裝備能夠真正在控制工藝質(zhì)量方面顯示出應(yīng)有效果,材料技術(shù)的匹配至關(guān)重要。

在大型飛機和航天器上,部分關(guān)鍵復(fù)合材料產(chǎn)品具有大尺寸、大曲率復(fù)雜外形和裝配精度要求高的特點,而成型工裝的設(shè)計、材料、制造技術(shù)是關(guān)鍵。以航空工業(yè)為例,復(fù)合材料成型模具歷經(jīng)了鋁合金/低碳鋼材料、玻璃/碳纖維復(fù)合材料、Invar鋼材料為代表的3代工裝材料解決方案。

Invar鋼材料的熱膨脹系數(shù)極其接近于碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料,高溫固化及冷卻過程溫差變化時成型工裝與零件的變形小,兩者之間因熱膨脹差異導(dǎo)致的應(yīng)力較小,有效地保證了成型工裝與產(chǎn)品之間尺寸的一致性。目前,Invar鋼復(fù)合材料成型工裝已經(jīng)成為國外航空工業(yè)企業(yè)的首選。例如,空客公司在A320機型的生產(chǎn)線上,使用Invar鋼復(fù)合材料成型工裝制造長度達(dá)14 m以上的機翼翼盒和方向舵,如圖15所示；霍尼韋爾公司使用Invar鋼復(fù)合材料成型工裝制造直徑4 m以上的發(fā)動機短艙。在國外航空工業(yè)中,Invar鋼復(fù)合材料成型工裝的設(shè)計制造和應(yīng)用技術(shù)水平得到了迅速提高。國內(nèi)方面正在開展Invar鋼工裝的設(shè)計制造研究,但技術(shù)尚未成熟。

圖14 手工鋪層與自動鋪放的效率對比Fig.14 Comparison between efficiency of hand lay-up and ATL/AFP process

圖15 A320飛機方向舵復(fù)合材料蒙皮Invar成型工裝照片F(xiàn)ig.15 Invar mold tooling of composite skin for A320 rudder

圖16 不同制造缺陷類型對比圖Fig.16 Comparison of different manufacturing defects

4.3 工藝數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析

復(fù)合材料制造缺陷是工藝質(zhì)量控制的核心,而制造缺陷的形成原因復(fù)雜,且隨機性強,若采用實驗的方法則實驗量大、費時,且只能得到工藝條件與制造缺陷之間的表象聯(lián)系,得到的經(jīng)驗也難以直接用于新材料和新結(jié)構(gòu)的設(shè)計與制造。

由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)大量用于航空航天飛行器,已經(jīng)積累了大量的工藝數(shù)據(jù),如各種結(jié)構(gòu)的無損檢測數(shù)據(jù)。若能夠采用統(tǒng)計學(xué)的方法對這些數(shù)據(jù)進(jìn)行分析,則有可能定量研究各種工藝因素與制造缺陷的關(guān)聯(lián),建立相關(guān)的統(tǒng)計模型,并梳理出缺陷形成和消除的主控因素,從而為工藝質(zhì)量控制提供依據(jù)。

作者團(tuán)隊針對航空飛行器近20 000件復(fù)合材料構(gòu)件的超聲A掃描數(shù)據(jù)進(jìn)行了樹枝分類統(tǒng)計分析,所涉及的構(gòu)件類型主要有蒙皮、梁、肋、角材、筋條、膠接結(jié)構(gòu)件等,制造工藝均為熱壓罐工藝。統(tǒng)計結(jié)果見圖16和圖17,研究發(fā)現(xiàn):復(fù)合材料熱壓罐工藝分層缺陷比例最高,缺陷類型及缺陷位置與復(fù)合材料構(gòu)件形狀、幾何特征和工藝方法均有很大的關(guān)聯(lián)性,復(fù)合材料構(gòu)件復(fù)雜的構(gòu)形、厚度過薄或過厚、變厚梯度突變以及曲率半徑過小均將增大缺陷的出現(xiàn)比例[112-114]。

圖17 典型構(gòu)件缺陷比例對比圖Fig.17 Comparison of defect probability for typical components

利用小樣本量的統(tǒng)計分析方法求得了典型構(gòu)件分層面積的概率分布和相對可接受率,見圖18。結(jié)果表明,復(fù)合材料構(gòu)件的分層面積均符合對數(shù)正態(tài)分布,且分層面積在100 mm2左右的分層出現(xiàn)概率最大,構(gòu)形復(fù)雜(如工形件)和厚度過薄或過厚的復(fù)合材料構(gòu)件的分層相對可接受率較低[115-116]。進(jìn)一步應(yīng)用線性群子統(tǒng)計理論分析了制造缺陷的關(guān)鍵影響因素,發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料構(gòu)件中變厚梯度、曲率半徑等幾何特征以及復(fù)雜的構(gòu)形是制造缺陷的關(guān)鍵影響因素,顯著增大了制造缺陷(尤其是大分層)集聚產(chǎn)生的能力,缺陷產(chǎn)生概率增大[117]。

圖18 不同構(gòu)形構(gòu)件分層面積的概率分布Fig.18 Probability distribution of delamination area for different components

上述研究工作說明,基于大量的工程數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析,可以從復(fù)雜、隨機的工藝-缺陷數(shù)據(jù)中獲得規(guī)律性、定量性結(jié)論,從而為復(fù)合材料構(gòu)件成型固化質(zhì)量的控制和工藝改進(jìn)提供方向。

4.4 工藝過程計算機模擬

采用數(shù)值模擬技術(shù)可以對工藝過程中樹脂流動、纖維密實、熱量傳遞等物理化學(xué)變化進(jìn)行仿真,預(yù)測溫度分布、壓力分布、內(nèi)應(yīng)力變化等,從而可以分析材料特性、工藝參數(shù)、模具方案等對成型過程、制造缺陷、制件尺寸的影響,為工藝方案的制定和質(zhì)量控制提供依據(jù),可以大幅縮短研制周期、提高工藝方案普適性、降低制造成本。

對于飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的常用制造方法熱壓罐工藝和發(fā)展迅速的液體成型工藝,都已經(jīng)有一些商業(yè)的模擬軟件。如加拿大University of Bristish Columbia開發(fā)的RAVEN和加拿大CMT公司推出的COMPRO熱壓罐工藝模擬軟件,可以分析樹脂流動、熱量傳遞及固化變形過程；法國ESI公司推出的PAM-RTM軟件可以分析RTM工藝樹脂充模過程等。作者團(tuán)隊開發(fā)了熱壓工藝固化仿真軟件,能夠?qū)崿F(xiàn)各種復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的工藝仿真,考慮了罐內(nèi)環(huán)境、模具、工藝輔助材料等對復(fù)合材料成型過程的影響,可進(jìn)行工藝窗口優(yōu)化和缺陷成因分析。

作者團(tuán)隊針對L型層板的陰模成型,采用數(shù)值模擬方法分析了不同模具種類對層板密實過程的影響,對比了橡膠軟模(見圖19(a))、鋼模(見圖19(b))對拐角、平板區(qū)壓力傳遞行為和層板厚度的影響,并通過對模具的改進(jìn),提高了壓力和層板厚度的均勻性,如圖19(c)所示,圖中:sy為材料坐標(biāo)系下y方向的應(yīng)力,MPa。實驗結(jié)果證明了模擬結(jié)果和改進(jìn)方案的正確性[118]。

Poursartip等[119]對Boeing767-400ER的斜翼前梁和Boeing777的后支柱整流罩的變形回彈問題進(jìn)行了仿真分析,考察了不同的模具補償量對回彈變形量的影響,從而為模具設(shè)計提供了依據(jù)。

作者團(tuán)隊采用數(shù)值模擬方法分析了工藝溫度、壓力對環(huán)氧、雙馬等多種樹脂基復(fù)合材料密實過程的影響,以保證密實程度為目標(biāo),得到了不同鋪層厚度、鋪層方式下的工藝窗口(見圖20),從而實現(xiàn)了材料工藝適用性的評價,進(jìn)一步研究了儲存時間對復(fù)合材料成型質(zhì)量的影響,可以根據(jù)模擬結(jié)果和樹脂在儲存過程中固化狀態(tài)、流變特性的變化,調(diào)整工藝參數(shù)[120-121]。

圖19 L型層板應(yīng)力分布Fig.19 Stress distribution of L shape laminate

4.5 工藝過程在線監(jiān)測

一般而言,復(fù)合材料制造體系是由外部環(huán)境、限制條件和制造環(huán)境3部分組成[122]。設(shè)備等外界條件提供的溫度、壓力、真空等條件要通過在產(chǎn)品成型過程中設(shè)置的人為邊界條件施加在復(fù)合材料上,形成工藝邊界和工藝參數(shù),即外部環(huán)境通過限制條件傳遞給制造環(huán)境。外部環(huán)境本身具有相對均勻性,而當(dāng)外部環(huán)境將熱、壓等重要的制造條件通過復(fù)雜且非均勻的限制條件傳遞給制造環(huán)境時,會導(dǎo)致制造環(huán)境本身的非均勻性,從而在時空場中形成溫度場、壓力場等多個非均勻場疊加耦合的制造環(huán)境。因此外部環(huán)境的溫度、壓力經(jīng)常與復(fù)合材料內(nèi)部的溫度、壓力有明顯差異,外部環(huán)境往往是可知的、可控的,而復(fù)合材料內(nèi)部的變化非常復(fù)雜,不易獲取。這給工藝條件的優(yōu)化和復(fù)合材料成型固化過程的控制帶來了很大困難。

為了協(xié)調(diào)好外部環(huán)境、限制條件和制造環(huán)境的關(guān)系,實現(xiàn)無缺陷或低缺陷復(fù)合材料的制造,成型固化過程的實時監(jiān)測技術(shù)受到了關(guān)注。固化過程中實時監(jiān)測能反映復(fù)合材料成型過程的材料特性參量,為工藝參數(shù)的調(diào)整和優(yōu)化提供依據(jù)。采用熱電偶對設(shè)備內(nèi)、模具以及復(fù)合材料溫度進(jìn)行監(jiān)測的技術(shù)非常成熟,研究的重點集中在樹脂固化狀態(tài)和復(fù)合材料所受壓力的監(jiān)測。

4.5.1 樹脂固化狀態(tài)監(jiān)測

動態(tài)介電分析是目前在線監(jiān)測樹脂固化狀態(tài)的較成熟技術(shù),該方法將介電傳感器置于復(fù)合材料內(nèi)部,監(jiān)測樹脂固化反應(yīng)引起的介電場變化,可以得到黏度和固化狀態(tài)的信息,其基本原理是:傳感器由兩個電極組成,兩個電極與處于電極間的樹脂組成了一個電容器,工作時低電壓交流電信號輸入到一個電極,電信號經(jīng)過樹脂傳到另一個電極,樹脂固化過程中介電性能發(fā)生變化,導(dǎo)致所監(jiān)測電信號的強度和相位移發(fā)生變化,由此可以在線監(jiān)測整個固化過程中固化程度的變化。目前已經(jīng)有采用該技術(shù)的商品化設(shè)備,例如德國耐馳公司研制出了適用于實驗室和工業(yè)用的介電分析儀DEA288系列,其采用嵌入在陶瓷基底的銀-鈀電極傳感器,耐溫達(dá)到400℃,可以用于熱壓罐工藝、RTM工藝、模壓工藝等樹脂固化反應(yīng)的在線監(jiān)測,從而優(yōu)化固化溫度、固化時間、加壓時機等工藝參數(shù)。

4.5.2 樹脂流動壓力監(jiān)測

樹脂壓力是復(fù)合材料成型過程中的一個重要工藝參量,樹脂壓力差是層板內(nèi)部樹脂流動的驅(qū)動力,并決定層板樹脂含量分布及纖維密實狀態(tài)；樹脂壓力影響孔隙缺陷的生成及成長,是抑制孔隙缺陷產(chǎn)生的重要條件；此外,樹脂壓力也反映了復(fù)合材料的受壓狀態(tài)。因此。獲取樹脂壓力的變化情況對研究成型過程和控制工藝質(zhì)量有重要意義。通常的流體壓力測試技術(shù),由于傳感器尺寸比較大,只能安裝在復(fù)合材料構(gòu)件底部,得到復(fù)合材料構(gòu)件邊界樹脂壓力的變化,而無法獲知復(fù)合材料內(nèi)部的樹脂壓力。另外,壓力傳感器置于復(fù)合材料固化的高溫高壓環(huán)境中,其測試精度及準(zhǔn)確性大幅度下降,甚至無法應(yīng)用。

作者團(tuán)隊基于帕斯卡定律,利用液體傳壓原理,建立了熱壓罐工藝過程樹脂壓力在線測試系統(tǒng),其結(jié)構(gòu)如圖21所示[123]。將不銹鋼毛細(xì)探針置于復(fù)合材料內(nèi)部,探針前端處的樹脂壓力通過探針、傳壓管及儲液腔將樹脂壓力傳遞到傳感器感應(yīng)區(qū)域,傳感器將感應(yīng)壓力并將其轉(zhuǎn)變?yōu)殡娏餍盘?通過巡檢儀對電流信號進(jìn)行采集,從而實現(xiàn)復(fù)合材料內(nèi)部樹脂壓力的實時監(jiān)測。探針從熱壓罐外穿入熱壓罐內(nèi),傳感器在熱壓罐外的室溫常壓下使用,同時優(yōu)化探針的直徑,可以保證在高溫高壓環(huán)境下,實時準(zhǔn)確地測試樹脂壓力,適用于熱壓罐工藝、模壓工藝、吸膠工藝、零吸膠工藝中平板、非等厚、帶曲率等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的測試。該測試技術(shù)已在工程中獲得應(yīng)用。如用于后機身帽型長桁壁板的工藝研制中,見圖22。

圖21 樹脂壓力監(jiān)測系統(tǒng)示意圖Fig.21 Schematic diagram of resin pressure monitoring system

圖22 樹脂壓力監(jiān)測系統(tǒng)用于帽型長桁壁板研制Fig.22 Application of resin pressure monitoring system for cap type stringer panel

利用相似的原理,改進(jìn)該測試技術(shù),還可用于RFI工藝、液體成型工藝中樹脂流動前鋒的監(jiān)測[124](見圖23)和熱壓工藝中蜂窩夾層結(jié)構(gòu)芯材內(nèi)壓的監(jiān)測[125],分別為樹脂流動行為和蜂窩夾層結(jié)構(gòu)變形的分析提供了定量依據(jù)。

圖23 樹脂流動監(jiān)測方法Fig.23 Monitoring method of resin flow

4.5.3 模具加壓與纖維承壓監(jiān)測

成型過程中熱壓機或熱壓罐等成型設(shè)備施加的壓力通過模具、輔助材料等傳遞到復(fù)合材料制件上,此壓力稱之為密實壓力并由纖維和樹脂共同承擔(dān)。密實壓力會對纖維密實、樹脂流動、缺陷形成等產(chǎn)生重要影響。往往設(shè)備施加的壓力與密實壓力存在差異,掌握密實壓力的變化是分析加壓方案及成型過程中物理化學(xué)變化的重要前提。

采用光纖技術(shù)可以測試復(fù)合材料鋪層所受壓力的變化,但是由于光纖信號除了受壓力影響外,還受溫度、纖維分布等多種因素影響,其測試結(jié)果只能用于定性分析。作者團(tuán)隊建立了兩種膜片式壓力測試技術(shù),實現(xiàn)了熱壓工藝中復(fù)合材料與模具間成型面區(qū)域的壓力測試。

第1種方法采用壓力測量膠片,該膠片受壓后會發(fā)生顏色的變化,壓力大的地方顯示更深的紅色,將該膠片置于測試區(qū)域,成型結(jié)束后取出,通過圖像處理技術(shù)得到膠片上不同位置的灰度值,然后再通過標(biāo)定曲線將其轉(zhuǎn)化為壓力值,從而得到壓力的分布數(shù)據(jù)[126]。采用壓力膠片方法分析了T型結(jié)構(gòu)成型過程筋條型面內(nèi)的壓力分布特征,如圖24所示[127]。結(jié)果表明采用不同模塊(剛?；蜍浤?的傳壓效率不同,筋條拐角區(qū)與平板區(qū)的壓力不均勻性不同,從而可以分析模具方案的合理性,改善拐角區(qū)的密實質(zhì)量。但該方法只能獲得每一位置所受的最大壓力,不能得到工藝過程中實時的數(shù)據(jù)。

圖24 T型加筋面板型面內(nèi)壓力分布Fig.24 Pressure distribution at the interface of T-stiffened panel

第2種方法采用了Tekscan公司生產(chǎn)的Flexiforce HT201薄膜壓力傳感器,如圖25所示,該傳感器厚度為0.20 mm,其受力敏感區(qū)域是位于傳感器前端的直徑為9.53 mm的圓形區(qū)域。當(dāng)敏感區(qū)受到壓力時,電阻會發(fā)生相應(yīng)變化,從而實時得到敏感區(qū)平均壓力的大小[128]。由于該傳感器具有可撓折、耐高溫高壓(最高可承受204℃的高溫,1.8 MPa的壓力)的優(yōu)點,因此能夠置于熱壓罐等工藝環(huán)境中,測試復(fù)合材料成型面的壓力大小。

圖25 Flexiforce薄膜壓力傳感器Fig.25 Flexiforce film pressure sensor

圖26 L型層板熱壓罐成型中密實壓力變化曲線Fig.26 Compacting pressure change curves for autoclave manufacturing of L shape laminate

采用該方法將多個薄膜壓力傳感器置于模具表面,測試了熱壓罐陽模成型和陰模成型中L型層板拐角區(qū)與平板區(qū)的壓力,如圖26所示,結(jié)果表明陽模成型時拐角區(qū)的密實壓力大于平板區(qū)的密實壓力,陰模成型時,拐角區(qū)的密實壓力小于平板區(qū)的壓力和外加壓力,相關(guān)數(shù)據(jù)可為工藝參數(shù)和模具方案優(yōu)化提供重要依據(jù)。

5 復(fù)合材料制造新技術(shù)展望

隨著科學(xué)技術(shù)發(fā)展,復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造新技術(shù)必然會不斷涌現(xiàn)。未來復(fù)合材料制造新技術(shù)的發(fā)展可以從3個方面加以關(guān)注:① 已有制造技術(shù)的深化與優(yōu)化；② 適合新興復(fù)合材料的制備技術(shù)研發(fā),如連續(xù)碳納米管增強復(fù)合材料和高含量石墨烯復(fù)合材料制備技術(shù)；③ 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)智能制造與智能車間,這是先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造工藝具有革命性的進(jìn)步與挑戰(zhàn)。

所謂復(fù)合材料智能制造是將人工智能融進(jìn)復(fù)合材料制造過程的各個環(huán)節(jié),通過模擬專家的智能活動,對制造過程的物理、化學(xué)行為進(jìn)行分析、判斷、推理、構(gòu)思、決策,自動實時監(jiān)測復(fù)合材料成型過程任意位置的狀態(tài),并通過專家系統(tǒng)自動調(diào)整其工藝參數(shù),以實現(xiàn)復(fù)合材料成型質(zhì)量最佳狀態(tài)的制造。此外,建立通用性、兼容性、功能性強大的虛擬制造軟件集成平臺,通過構(gòu)件制造全過程的模擬技術(shù),實現(xiàn)完整制造工藝方案的優(yōu)選。

人們對智能制造予以越來越多的關(guān)注,如美國NASA制定的2010年—2030年太空技術(shù)制造發(fā)展路線圖中指出,為了改變飛行器設(shè)計與制造之間以點對點和經(jīng)驗為主的研發(fā)模式,加快新產(chǎn)品的研發(fā)周期,降低研發(fā)成本,強調(diào)發(fā)展集成智能制造技術(shù),其涉及了基于準(zhǔn)確制造過程數(shù)學(xué)模型的虛擬工藝、包含完整的設(shè)計和制造信息的數(shù)字產(chǎn)品定義模型、下一代機器人和自動化制造技術(shù)、計算進(jìn)程與物理進(jìn)程高度協(xié)調(diào)的信息物理系統(tǒng)以及整合制造環(huán)境所有元素中數(shù)據(jù)的模型操作系統(tǒng)。這種智能制造技術(shù)集成與其在車間實踐,便實現(xiàn)了智能化車間。

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