高韌性樹脂發(fā)展現(xiàn)狀

    高溫固化樹脂基復合材料經歷了標準韌性、中等韌性、高韌性和超高韌性樹脂基體的發(fā)展過程?；拘铜h(huán)氧樹脂基復合材料（標準韌性）的CAI值大約在100MPa~190MPa（如5208/T300、3501-6/AS-4等復合材料）；第一代韌性環(huán)氧樹脂基復合材料（中等韌性）的CAI值大約在170MPa~250MPa（如R6376/T300、977-3/IM7等復合材料）；第二代韌性環(huán)氧樹脂基復合材料（高韌性）的CAI值大約在245MPa~315MPa（如8552/IM7、977-2/IM7等復合材料）；而第三代韌性環(huán)氧樹脂基復合材料（超高韌性）的CAI值已經達到了315MPa以上（如3900-2/T800、977-1/IM7、5276-1/IM7和8551-7/IM7等復合材料）。

    熱固性樹脂基體的增韌方法，已從橡膠增韌、熱塑性工程塑料增韌，發(fā)展到第三代的層間（interleaf）增韌和相轉移增韌。

    橡膠增韌較好地解決了基體的韌性問題，但是降低了復合材料的耐熱性。熱塑性工程塑料增韌較好地兼顧了基體的耐熱性和韌性問題，形成了第二代增韌樹脂基體，要進一步提高其復合材料的抗沖擊韌性，就必須進一步增加樹脂中熱塑性樹脂的含量，采用熱塑性共混增韌的方法發(fā)展了層間增韌和相轉移增韌技術，滿足了預浸料制備與熱壓罐成型的工藝要求，形成了第三代增韌樹脂基體。

高性能復合材料的在飛機上的應用情況

    高性能碳纖維及高韌性樹脂復合材料的出現(xiàn)，使復合材料在飛機結構上的應用已由原先的次承力結構發(fā)展到機翼、機身等主承力結構。

    國外民機主結構在選材上采用了由T800或相當于T800的高強中模碳纖維與高溫固化高韌性環(huán)氧樹脂復合的高韌性復合材料，以滿足復合材料主結構的設計損傷容限要求。

    美國軍機主結構在選材上采用了由IM7高強中模碳纖維與高溫固化高韌性環(huán)氧樹脂復合的高韌性復合材料，以滿足復合材料主結構的設計損傷容限要求。

 
機翼機身融合體結構整體化方案對比

大型復合材料整體結構固化成形技術

    先進飛機為獲得最好的戰(zhàn)技性能和經濟效益，在結構設計中除滿足傳力、承力等功能和維護使用等要求外，還不斷追求高減重、低成本和長壽命的目標，因此各代飛機設計中，結構的整體化得到了大幅提升：將十幾個零件甚至幾十個零件集成為尺寸從十幾米到幾十米的整體結構，盡量減少由于連接所付出的重量、連接所引起的應力集中以及眾多中小零件制造、裝配所需的工時和工裝，以降低成本。因此復合材料整體化結構已成為新一代飛機結構的發(fā)展方向。

大型飛機復合材料壁板固化成形技術

    大型飛機復合材料機翼壁板的固化成形方式考慮到經濟性和質量可靠性一般采用筋條和蒙皮進行膠接共固化。如空客A350XWB復合材料機翼采用“T”形加筋壁板，波音787復合材料機翼采用“工”字型加筋壁板。這類大型復合材料蒙皮鋪層采用自動鋪帶技術；長桁組裝采用精確的定位技術；固化模具結構設計，重點考慮溫度場的均勻性及熱膨脹的影響，模具材料一般殷瓦鋼。

復合材料多墻盒段固化成形技術

    多墻盒段是指兩根以上的墻和蒙皮組成的盒段結構。

帶工字型墻的多墻盒段的成形固化工藝

    帶工字型墻的多墻盒段的成形可采用整體共固化工藝、膠接共固化工藝、膠接工藝及其工藝組合。鋪層單元的劃分和芯模設計除考慮鋪層的可行性、裝卸方便、固化過程施壓均勻外還應滿足成形后結構筋條頂部外形的協(xié)調性和尺寸的精準。共固化或膠接時上下模合模及芯模位置控制是固化或膠接質量及外形精度的重要保證。

帶π筋條的多墻盒段的成形固化工藝

    帶|D筋條的蒙皮壁板和復合材料墻（蜂窩或泡沫夾層壁板等）分別進行共固化成形后，在兩塊壁板|D結構內涂上糊狀膠，與墻先后組裝，再固化成形。該方案模具設計和裝配工裝設計關鍵技術是保證上下壁板-筋條位置的精確對應。所采用的膠黏劑的流動性及固化溫度有特定要求。該方法可以用于平尾、垂尾結構或機身壁板等結構。

 
A350XWB復合材料機翼壁板