周傳忠 郭鴻俊 李健芳 孫宏杰 李桂洋

(1 海軍駐北京地區(qū)特種導(dǎo)彈專業(yè)軍事代表室，北京 100076)(2 航天材料及工藝研究所，北京 100076)

0 引言

先進(jìn)復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度、高比模量、耐高溫、耐腐蝕等優(yōu)異特性，以碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料為代表的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料是實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)輕質(zhì)化的關(guān)鍵材料。20世紀(jì)70年代，我國(guó)就開展了基于熱壓罐成型工藝的復(fù)合材料的應(yīng)用研究工作，逐步建立了一套完善的熱固性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、研制生產(chǎn)、評(píng)價(jià)驗(yàn)證及工程應(yīng)用體系，已經(jīng)在航空航天等高端制造領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。目前，我國(guó)高性能樹脂基復(fù)合材料構(gòu)件的研制生產(chǎn)仍主要依賴于熱壓罐成型工藝，存在設(shè)備成本高、運(yùn)行能耗大、成型效率低、構(gòu)件尺寸受限及工裝模具費(fèi)用高等固有缺點(diǎn)，制造成本在總成本中所占比例高達(dá)70%～80%，嚴(yán)重制約了樹脂基復(fù)合材料的進(jìn)一步擴(kuò)大應(yīng)用［1－3］。

在航空領(lǐng)域，Airbus公司A350xwb客機(jī)復(fù)合材料用量達(dá)到53%，Boeing公司B787客機(jī)復(fù)合材料用量也達(dá)到了50%，美國(guó)F－22戰(zhàn)斗機(jī)復(fù)合材料用量超過25%，軍用直升機(jī)復(fù)合材料用量也達(dá)到50%以上［4］。針對(duì)未來第四代戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量系數(shù)27%～28%的設(shè)計(jì)目標(biāo)，復(fù)合材料構(gòu)件的用量必將再次提升。我國(guó)飛機(jī)中復(fù)合材料用量距離先進(jìn)國(guó)家差距較大，主要應(yīng)用于飛機(jī)的尾翼、球面框、升降舵、方向舵、擾流板等次承力結(jié)構(gòu)，C919大型客機(jī)復(fù)合材料用量?jī)H為12%。限制我國(guó)航空復(fù)合材料應(yīng)用的主要問題不只是材料性能與適航認(rèn)證問題，更重要的是主要采用傳統(tǒng)的熱壓罐成型工藝，其制造成本和制造周期不符合航空領(lǐng)域復(fù)合材料構(gòu)件大批量、低成本的發(fā)展趨勢(shì)。

在航天領(lǐng)域，歐、美等先進(jìn)國(guó)家航天飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)正朝著全復(fù)合材料化方向發(fā)展，旨在進(jìn)一步突出結(jié)構(gòu)減重的應(yīng)用目標(biāo)，例如:火箭和導(dǎo)彈部分殼體結(jié)構(gòu)、壓力容器與低溫貯箱、航天飛行器結(jié)構(gòu)部段、衛(wèi)星天線及鏡體結(jié)構(gòu)等已經(jīng)實(shí)現(xiàn)全復(fù)合材料整體制造，我國(guó)未來航天飛行器制造亟待解決低成本、高效率、大型化、模塊化等共性問題，例如:大型整流罩及殼體結(jié)構(gòu)的整體成型、模塊化零/組件結(jié)構(gòu)的高效制造、批量化復(fù)合材料產(chǎn)品的成本控制等關(guān)鍵技術(shù)，同樣要求進(jìn)一步拓展低成本、高質(zhì)量、高效率的非熱壓罐成型工藝方法［5］。

因此，需要進(jìn)一步拓展工藝適應(yīng)性與結(jié)構(gòu)適應(yīng)性較強(qiáng)的非熱壓罐成型工藝方法，滿足我國(guó)航空航天領(lǐng)域高端復(fù)合材料制造的迫切需求?；陬A(yù)浸料鋪貼工藝的真空固化(VBO)技術(shù)與傳統(tǒng)熱壓罐成型工藝非常接近，具有廣泛的預(yù)浸料手工鋪貼及自動(dòng)鋪放工藝基礎(chǔ)，同時(shí)能夠擺脫熱壓罐的設(shè)備尺寸限制及運(yùn)行成本問題，實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料在真空壓力下快速固化成型，同時(shí)相比于液態(tài)成型技術(shù)具有更高的穩(wěn)定性與可靠性，有望解決樹脂基復(fù)合材料制造成本控制、構(gòu)件尺寸限制、高效批量生產(chǎn)等實(shí)際應(yīng)用問題，被視為最有可能大規(guī)模實(shí)施的非熱壓罐成型技術(shù)［6－8］。

1 預(yù)浸料－真空固化工藝特點(diǎn)

預(yù)浸料－真空固化技術(shù)是以復(fù)合材料預(yù)浸料鋪覆工藝方法為基礎(chǔ)，固化過程的成型壓力僅采用真空袋施加一個(gè)大氣壓，加熱方式多為烘箱或加熱氈。一般情況下，適用于熱壓罐工藝的預(yù)浸料體系在熱壓罐外固化，復(fù)合材料內(nèi)部孔隙率高達(dá)5%～10%，嚴(yán)重影響復(fù)合材料構(gòu)件的承載能力與疲勞性能。預(yù)浸料－真空固化減少孔隙的途徑一般是利用真空排氣通道或隨樹脂流動(dòng)逸出，無法像熱壓罐工藝通過高壓使得氣泡發(fā)生壓縮－破碎－逸出過程，因而復(fù)合材料產(chǎn)生孔隙的風(fēng)險(xiǎn)較高。解決孔隙含量問題的主要技術(shù)途徑包括樹脂流動(dòng)性調(diào)控、排氣通道建立及工藝控制優(yōu)化，通過各工藝環(huán)節(jié)的精確控制彌補(bǔ)低成型壓力對(duì)復(fù)合材料內(nèi)部質(zhì)量的影響。

1.1 樹脂工藝性

預(yù)浸料－真空固化技術(shù)要求樹脂基體具有“流動(dòng)性可控”的特征，包括基體黏度與凝膠時(shí)間的精確控制，樹脂凝膠早期黏度較大(＞50 000 Pa·s)而阻礙基體滲透，利用未浸潤(rùn)干纖維區(qū)進(jìn)行揮發(fā)分及夾帶空氣的排除，臨近凝膠溫度黏度較小(＜3～5 Pa·s)而具有良好的流動(dòng)性，保證基體對(duì)增強(qiáng)纖維的充分浸潤(rùn)，同時(shí)VBO預(yù)浸料多采用中低溫固化樹脂體系，樹脂基體的工藝窗口對(duì)復(fù)合材料孔隙率的控制也具有重要作用。英國(guó)ACG公司開發(fā)一系列“流動(dòng)性可控”樹脂基體 LTM45、MTM44－1、MTM45－1 及 XMTM47，樹脂基體具有典型的“低溫高黏－高溫低黏”特征，如圖1 所示，適用于中溫真空固化工藝［6］。J.Kratz 等［9］人進(jìn)一步對(duì)比了真空固化樹脂(MTM45－1)和熱壓罐固化樹脂(HexPly 8552)的流動(dòng)性與工藝窗口，中溫固化MTM45－1在120～140℃反應(yīng)活性較高，保持該溫度范圍樹脂黏度則很快升高，工藝窗口(黏度＜100 Pa·s)僅為60～120 min，而用于熱壓罐固化的HexPly 8552樹脂工藝窗口約為500 min，表明真空固化樹脂浸潤(rùn)纖維的工藝窗口較窄，固化過程中需要精確控制工藝制度［9］。

張寶艷等［10］人報(bào)道了消泡劑對(duì)真空固化T700/VB－90復(fù)合材料內(nèi)部質(zhì)量與力學(xué)性能的影響，消泡劑BYK－A560的引入使得復(fù)合材料內(nèi)部孔隙得到有效控制，未添加脫泡劑的復(fù)合材料層壓板的孔隙率介于2%～5%，而添加消泡劑的復(fù)合材料層壓板的孔隙率小于1%(圖2)，與熱壓罐成型復(fù)合材料內(nèi)部的孔隙率相當(dāng)，同時(shí)添加消泡劑的復(fù)合材料基本力學(xué)性能均有不同程度的提高。

1.2 預(yù)浸形式優(yōu)化

預(yù)浸形式對(duì)預(yù)浸料－真空固化復(fù)合材料的內(nèi)部質(zhì)量具有重要影響，早期預(yù)浸料均為樹脂對(duì)纖維完全浸漬結(jié)構(gòu)形式，研究表明預(yù)浸漬完全均勻的預(yù)浸料不一定有利于真空固化孔隙率的控制，而部分浸漬的預(yù)浸料沿干纖維方向形成揮發(fā)分與夾帶空氣的排除通道，能夠顯著降低復(fù)合材料內(nèi)部的孔隙含量。1986年，B.Thorfinnson與T.Biermann首次建立了預(yù)浸料浸漬程度與復(fù)合材料孔隙率之間的聯(lián)系，進(jìn)一步開發(fā)了TLP(Thick Laminate Prepregs)預(yù)浸料技術(shù)用于Cytec公司第一代真空固化預(yù)浸料體系Cytec5215和Cytec754［11－12］。圖 3 對(duì)比了完全浸潤(rùn)預(yù)浸料(a) 與TLP預(yù)浸料(b)真空固化層合板的微觀形貌，完全浸潤(rùn)預(yù)浸料的孔隙率超過5%，而TLP預(yù)浸料的孔隙率小于 1%［13］。

T.Centea課題組［14］設(shè)計(jì)了部分浸潤(rùn)預(yù)浸真空固化預(yù)浸料(圖4)，分為富樹脂區(qū)和干纖維區(qū)，干纖維區(qū)作為預(yù)先設(shè)計(jì)的真空通道用于樹脂中的揮發(fā)分及夾帶空氣流通，早期低溫階段使氣體朝著層壓板邊界遷移排除，高溫階段樹脂將滲透到干纖維通道，最終形成無孔隙的復(fù)合材料構(gòu)件。部分浸潤(rùn)預(yù)浸料－真空固化工藝需要保證真空袋內(nèi)較高的真空質(zhì)量，固化前真空袋需要保持足夠長(zhǎng)時(shí)間的真空，通常根據(jù)構(gòu)件的結(jié)構(gòu)形式保持幾小時(shí)至十幾小時(shí)不等，用于充分排除樹脂內(nèi)部的揮發(fā)分及鋪層過程中包覆的空氣，構(gòu)件邊緣需要放置透氣材料(玻璃纖維束或軟木)以保證真空通道的暢通并避免樹脂流失。

航天材料及工藝研究所開發(fā)了適用于真空固化技術(shù)的606、607、609系列中/低溫固化環(huán)氧樹脂及其預(yù)浸料制備技術(shù)。通過樹脂黏度設(shè)計(jì)與預(yù)浸工藝調(diào)控實(shí)現(xiàn)熱熔法半含浸預(yù)浸技術(shù)，制備的607系列半含浸預(yù)浸料，結(jié)構(gòu)形式如圖5所示，可以看出預(yù)浸料內(nèi)部區(qū)域存在明顯的干纖維導(dǎo)氣通道［15］。

607系列半含浸預(yù)浸料具有較寬的工藝窗口和良好的浸潤(rùn)性，真空條件下制備 1.0、2.0、3.0、4.5 mm及6.0 mm復(fù)合材料層合板(500 mm×500 mm)，分別采用超聲波C掃描和光學(xué)顯微鏡觀察均未發(fā)現(xiàn)孔隙結(jié)構(gòu))，層合板力學(xué)性能與相同體系熱壓罐固化層合板接近。

1.3 成型工藝控制

預(yù)浸料－真空固化工藝過程包括預(yù)浸料鋪層、真空排氣、加熱固化(圖6)［8］，各環(huán)節(jié)均可能引入孔隙，例如:干纖維空體積、小分子揮發(fā)分、構(gòu)件尺寸、鋪層環(huán)境、真空狀態(tài)及控溫參數(shù)等，而孔隙排出的途徑一般是利用真空排氣通道或隨樹脂流動(dòng)逸出。

預(yù)浸料鋪層環(huán)節(jié)的最重要影響因素是預(yù)浸料的工藝性，主要表現(xiàn)為鋪覆黏性與室溫貯存性。真空固化無法通過提高成型壓力解決減少孔隙、強(qiáng)化浸潤(rùn)、控制尺寸及樹脂含量等工藝問題，同時(shí)中/低溫固化預(yù)浸料對(duì)使用環(huán)境(溫度、濕度、時(shí)間)較為敏感，工藝性的變化會(huì)影響復(fù)合材料構(gòu)件的成型質(zhì)量與力學(xué)性能。一般情況下，預(yù)浸料隨貯存時(shí)間的延長(zhǎng)而產(chǎn)生一定程度的預(yù)固化，會(huì)導(dǎo)致成型后復(fù)合材料構(gòu)件內(nèi)部孔隙含量的增加，而樹脂基體的潛伏性調(diào)控是平衡反應(yīng)活性與貯存周期的關(guān)鍵因素，尤其是針對(duì)大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的整體制造。L.K.Grunenfelder等人［16］考察了 Cycom5320－1及MTM44－1預(yù)浸料的室溫貯存時(shí)間與玻璃化轉(zhuǎn)變溫度、固化度之間的關(guān)系，貯存時(shí)間超過56 d，Tg提高20～40℃，固化度增加10%～30%，孔隙率也超過2%，同時(shí)環(huán)境濕度的升高也會(huì)明顯縮短樹脂基體的凝膠時(shí)間。預(yù)浸料的鋪覆黏性也是復(fù)合材料孔隙產(chǎn)生的重要影響因素，鋪覆黏性較差會(huì)造成鋪層過程中夾帶空氣過多而提高孔隙形成的工藝風(fēng)險(xiǎn)。目前，預(yù)浸料的鋪覆黏性尚未形成有效的調(diào)控與表征方法，而預(yù)浸料表面樹脂的輕微固化及吸濕等因素均可能導(dǎo)致鋪覆黏性的變化，對(duì)樹脂潛伏性與增粘劑的設(shè)計(jì)提出了進(jìn)一步要求。另外，預(yù)浸料的樹脂含量、纖維密度、單層厚度對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件的尺寸精度、纖維含量及密實(shí)程度等方面也具有較大的影響。

真空排氣環(huán)節(jié)是降低孔隙含量與提升力學(xué)性能的關(guān)鍵工序，利用干纖維排氣通道移除氣體需要保證真空袋的高真空度和真空時(shí)間。圖7為典型真空固化封裝示意圖［6］，通常在預(yù)制體邊緣增加粗玻纖紗或軟木，形成“透氣壩”以保證真空排氣通道的暢通，真空袋密封性及真空參數(shù)調(diào)控也需要巧妙的配合，真空通道內(nèi)的負(fù)壓有利于樹脂進(jìn)一步對(duì)干纖維區(qū)的浸潤(rùn)，強(qiáng)化復(fù)合材料界面結(jié)合狀態(tài)。對(duì)于大尺寸或大厚度復(fù)合材料構(gòu)件而言，鋪層過程的真空預(yù)壓實(shí)工序能夠減少夾帶空氣在預(yù)制體中形成的大孔同時(shí)提高真空排氣環(huán)節(jié)作用效果，通常預(yù)壓實(shí)層數(shù)為3～5層，預(yù)壓實(shí)時(shí)間為3～5 min，過度預(yù)壓實(shí)會(huì)造成真空排氣通道塌陷或閉合。雙真空袋法就是針對(duì)提高真空排氣作用而研發(fā)的工藝方法，在預(yù)制體表面包覆兩層真空袋，真空袋之間設(shè)置導(dǎo)氣支架，預(yù)制體凝膠前形成高真空狀態(tài)同時(shí)不承受任何外壓，使得預(yù)浸料中的空氣及揮發(fā)分可以順利排出。S.Anandan等人采用雙真空袋法制備IM7/AR4550復(fù)合材料單向板，孔隙率能夠控制在1%以內(nèi)，單向板層間剪切強(qiáng)度為143.54 MPa，孔隙含量及層間剪切強(qiáng)度均達(dá)到相同材料的熱壓罐成型工藝水平［17］。

加熱固化環(huán)節(jié)是復(fù)合材料成型的最終環(huán)節(jié)，VBO預(yù)浸料的工藝窗口相對(duì)較窄，需要更為精確的溫度控制保證樹脂基體在低黏度區(qū)充分浸潤(rùn)增強(qiáng)纖維，通常烘箱及加熱氈等設(shè)備的溫度分布均勻性相比于熱壓罐還存在一定差距，需要在低于凝膠溫度前保溫一段時(shí)間使得模具－構(gòu)件－空氣溫度三者間達(dá)到熱平衡，同時(shí)固化構(gòu)件更傾向于低速加熱，一般升溫速率控制在0.6～2℃/min。后處理溫度對(duì)復(fù)合材料的力學(xué)性能也具有較大影響，T.M.Vo等人［18］考察了后處理溫度對(duì)8H5/Cycom5320復(fù)合材料壓縮強(qiáng)度的影響，層合板在93℃固化2 h，隨后在99～143℃進(jìn)行后固化處理，結(jié)果表明隨著后處理溫度升高，層合板的固化度、玻璃化轉(zhuǎn)變溫度及壓縮強(qiáng)度均有所升高。

2 預(yù)浸料－真空固化應(yīng)用現(xiàn)狀

預(yù)浸料－真空固化應(yīng)用研究起始于20世紀(jì)80年代，歐、美等國(guó)相繼開發(fā)了多種適用于真空固化的商品化樹脂及預(yù)浸料體系，針對(duì)典型結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行大量的工藝驗(yàn)證，逐步探索預(yù)浸料－真空固化技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的進(jìn)一步應(yīng)用。

表1 典型VBO樹脂體系及主要特點(diǎn)Tab.1 Typical VBO resin systems and their characteristics description

第一代VBO復(fù)合材料是基于潛伏性固化劑的中/低溫固化環(huán)氧類樹脂體系，例如:ACG公司的LTM10/45、Hexcel公司的HX－1567等。固化溫度及成型壓力較低導(dǎo)致復(fù)合材料的孔隙率無法得到有效的控制，雖然制造成本比熱壓罐工藝明顯降低，但是制件的力學(xué)性能無法滿足使用要求，主要用于復(fù)合材料樣機(jī)的工藝可行性驗(yàn)證。第二代VBO復(fù)合材料集中于孔隙率控制的研究工作，內(nèi)部質(zhì)量與力學(xué)性能均大幅提升，已經(jīng)接近于熱壓罐工藝的制造水平，進(jìn)一步對(duì)樣機(jī)主承力結(jié)構(gòu)的應(yīng)用可行性進(jìn)行驗(yàn)證，但是預(yù)浸料的鋪覆黏性和室溫貯存壽命尚未達(dá)到理想狀態(tài)，一般鋪覆黏性壽命在10 d左右，室溫貯存壽命僅為20～30 d。北京航空材料研究院與航天材料及工藝研究所也分別開發(fā)了系列化第二代VBO樹脂及其預(yù)浸料體系，正處于工藝驗(yàn)證與性能評(píng)價(jià)階段，擬針對(duì)未來大型復(fù)合材料構(gòu)件的低成本制造展開進(jìn)一步的應(yīng)用。目前，歐、美等國(guó)已經(jīng)開發(fā)出第三代VBO復(fù)合材料，內(nèi)部質(zhì)量與力學(xué)性能均達(dá)到熱壓罐工藝水平，鋪覆黏性和室溫貯存壽命均明顯提升，材料種類也由環(huán)氧樹脂擴(kuò)展至氰酸酯、雙馬來酰亞胺及苯并噁嗪等樹脂體系，賦予復(fù)合材料耐濕熱、低介電、阻燃性等不同功能。表1列出了三代典型VBO樹脂體系及主要特點(diǎn)。

2.1 在航空領(lǐng)域應(yīng)用現(xiàn)狀

在航空領(lǐng)域，第一代VBO復(fù)合材料LTM10/45最早用于驗(yàn)證預(yù)浸料真空固化工藝在飛機(jī)復(fù)合材料構(gòu)件中應(yīng)用的可行性，構(gòu)件制造成本明顯降低，由于復(fù)合材料孔隙率及力學(xué)性能問題而未進(jìn)一步批量化應(yīng)用［6－7，21－22］。第二代 VBO 復(fù)合材料的孔隙含量、力學(xué)性能及使用溫度比第一代VBO復(fù)合材料均大幅提升。ACG公司的 MTM44－1已經(jīng)應(yīng)用于 Airbus A350的發(fā)動(dòng)機(jī)反推罩、副翼與襟翼、整流罩等結(jié)構(gòu)，未來A320等型飛機(jī)中類似的復(fù)合材料構(gòu)件也正處于應(yīng)用驗(yàn)證階段，構(gòu)件孔隙率能夠控制在1%以內(nèi)，預(yù)計(jì)制造成本降低約70%，同時(shí)MTM44－1材料體系結(jié)合自動(dòng)鋪帶技術(shù)制備了14 m復(fù)合材料翼梁，嘗試在機(jī)翼主承力結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用［6－8］。

MTM45－1也通過了Airbus公司的質(zhì)量認(rèn)證，經(jīng)中溫固化(130℃)高溫處理(180℃)，復(fù)合材料具有良好的力學(xué)性能，先進(jìn)復(fù)合材料貨運(yùn)飛機(jī)(ACCA)采用MTM45－1制造18 m全復(fù)合材料機(jī)身結(jié)構(gòu)，ACCA驗(yàn)證機(jī)于2009年首飛成功，全復(fù)合材料機(jī)身的金屬零件用量?jī)H為原狀態(tài)的10%，制造和裝配成本顯著降低［23］。

美國(guó)Aurora Flight Sciences公司采用真空固化技術(shù)制備了Phantom Eye無人機(jī)11.6 m翼梁驗(yàn)證件，再次驗(yàn)證VBO復(fù)合材料在機(jī)翼主承力結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用性能［6－8］。另外，Cytec 公司的 Cycom99/5215、Hexcel公司的M34/35及Tencate公司的TC250系列BVO預(yù)浸料也通過了相關(guān)應(yīng)用驗(yàn)證，應(yīng)用于飛機(jī)復(fù)合材料主/次承力構(gòu)件的研制生產(chǎn)。

第三代VBO材料應(yīng)用對(duì)象主要是針對(duì)復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)，孔隙含量、貯存壽命及力學(xué)性能全面提升，適用于大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的低成本快速制造。龐巴迪Learjet 85公務(wù)機(jī)的機(jī)頭、主機(jī)身和機(jī)尾均采用Cycom5320預(yù)浸料－真空固化工藝制造，其中9.1 m主機(jī)身在真空爐中完成固化，標(biāo)志預(yù)浸料－真空固化技術(shù)正式應(yīng)用于機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)的制造，Boeing公司采用Cycom5320系列預(yù)浸料制備機(jī)翼蒙皮驗(yàn)證件，如圖8所示，驗(yàn)證預(yù)浸料－真空固化技術(shù)在大型客機(jī)中的應(yīng)用可行性［24］。

Hexcel公司推出的HexPly M56在室溫下鋪覆黏性壽命達(dá)到30 d，適用于大型復(fù)合材料構(gòu)件的制備，已經(jīng)在A320的翼身整流罩驗(yàn)證件上進(jìn)行了應(yīng)用驗(yàn)證，復(fù)合材料固化后回彈較小，對(duì)于復(fù)雜外形蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的工藝適應(yīng)性好［6–8］。東麗公司的2510材料體系應(yīng)用于Cirrus、EPIC等小型飛機(jī)復(fù)合材料構(gòu)件的制造，該類飛機(jī)幾乎全部采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，預(yù)浸料－真空固化技術(shù)在滿足其使用要求條件下能顯著降低制造成本［6－8］。近年，Tencate 及 Cytec 等公司相繼報(bào)道了雙馬樹脂VBO材料體系，解決了真空固化耐高溫雙馬樹脂的孔隙含量控制問題，已經(jīng)成功制造1.22 m×2.44 m壁板，進(jìn)一步計(jì)劃制造典型航空驗(yàn)證件。

2.2 在航天領(lǐng)域應(yīng)用現(xiàn)狀

在航天領(lǐng)域，美國(guó)Delta－3運(yùn)載火箭就開始驗(yàn)證LTM45低溫成型預(yù)浸料－真空固化工藝，用于制備大型復(fù)合材料級(jí)間段構(gòu)件，如圖9所示，LTM45可以在較低溫度和真空壓力下進(jìn)行固化成型，復(fù)合材料構(gòu)件的制造成本降低約70%，但是孔隙問題導(dǎo)致復(fù)合材料承載能力低于熱壓罐工藝產(chǎn)品［25－26］。

X34可重復(fù)使用航天運(yùn)輸機(jī)是典型低成本設(shè)計(jì)理念的航天飛行器，機(jī)身外蒙皮采用改進(jìn)型LTM45－1真空固化預(yù)浸料制備，如圖10所示，由于薄壁蒙皮結(jié)構(gòu)特點(diǎn)導(dǎo)致復(fù)合材料構(gòu)件孔隙率明顯降低［25－26］。

2012年，NASA聯(lián)合波音公司采用 IM7/Cycom5320－1超薄預(yù)浸料通過自動(dòng)鋪絲技術(shù)與真空固化工藝制造了Φ2.4 m復(fù)合材料低溫貯箱［圖11(a)］;2013年，波音公司又利用此項(xiàng)技術(shù)制造了Φ5.5 m復(fù)合材料低溫貯箱［圖11(b)］，相比于金屬貯箱，質(zhì)量減輕30%，成本降低25%;未來NASA還將計(jì)劃采用第三代高韌性預(yù)浸料－真空固化技術(shù)制造Φ8.4/10 m超大型復(fù)合材料低溫貯箱［27］。

Minotaur IV運(yùn)載火箭整流罩結(jié)構(gòu)直徑Φ5.5 m，總長(zhǎng)度6.25 m［圖12(a)］，主體結(jié)構(gòu)全部采用預(yù)浸料－真空固化技術(shù)成型［圖12(b)］，尾錐采用真空輔助RTM工藝成型，整流罩真空固化主體結(jié)構(gòu)的孔隙率能夠控制在2%左右，形位尺寸滿足設(shè)計(jì)要求［圖12(c)］，構(gòu)件最大測(cè)試載荷比預(yù)期高25%，測(cè)試后未發(fā)現(xiàn)損傷和永久變形［圖12(d)］，同時(shí)制造成本相比于熱壓罐工藝也明顯降低［28］。

目前，NASA正在開展預(yù)浸料－真空固化技術(shù)制造航天器大型復(fù)合材料構(gòu)件的工藝與性能驗(yàn)證工作，例如大型復(fù)合材料乘員艙、Φ10 m量級(jí)的整流罩及有效載荷支架等。我國(guó)未來航天飛行器制造將向大型化、模塊化方向發(fā)展，大尺寸箭體部段及空間站主結(jié)構(gòu)的制造需要徹底擺脫對(duì)傳統(tǒng)熱壓罐工藝的依賴，預(yù)浸料－真空固化技術(shù)在大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件制造方面顯示出極大的應(yīng)用潛力，航天材料及工藝研究所也正在積極開展基礎(chǔ)材料、制造工藝及應(yīng)用評(píng)價(jià)驗(yàn)證工作，真空條件下采用整體共固化成型技術(shù)制備了大型蜂窩夾層結(jié)構(gòu)、回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)及蒙皮－骨架結(jié)構(gòu)，驗(yàn)證了真空共固化成型技術(shù)制備大型復(fù)合材料構(gòu)件的可行性。

3 結(jié)語

預(yù)浸料－真空固化技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)復(fù)合材料在真空壓力下快速固化成型，擺脫了熱壓罐工藝的尺寸限制，顯著降低設(shè)備運(yùn)行及工裝模具成本。國(guó)外在航空航天大型復(fù)合材料構(gòu)件的研制方面已經(jīng)取得突破性進(jìn)展，一些主承力構(gòu)件的應(yīng)用正處于驗(yàn)證階段，預(yù)計(jì)很快將進(jìn)入工程應(yīng)用階段。目前，我國(guó)預(yù)浸料－真空固化技術(shù)相比于國(guó)外先進(jìn)水平仍存在較大差距，材料體系與工藝方法等方面需要進(jìn)一步突破。

(1)樹脂基體方面，針對(duì)中/低溫固化樹脂體系流動(dòng)性與反應(yīng)性控制，在保證復(fù)合材料基本性能要求的基礎(chǔ)上進(jìn)一步拓寬樹脂基體的工藝窗口與室溫貯存特性，延長(zhǎng)鋪覆黏性與室溫貯存壽命，降低材料體系的工藝敏感程度;進(jìn)一步拓展耐高溫、高性能及功能化樹脂體系(如環(huán)氧樹脂、雙馬樹脂、氰酸酯樹脂、苯并噁嗪樹脂等)。

(2)工藝方法方面，從預(yù)浸料結(jié)構(gòu)、預(yù)制體鋪覆、輔助材料應(yīng)用、固化工藝參數(shù)及模具結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面探索更為有效的氣體導(dǎo)出與孔隙控制方法，結(jié)合超薄預(yù)浸料技術(shù)、自動(dòng)鋪放(鋪帶/鋪絲)、輔助加熱(微波/紅外/電子束)等工藝方法提高復(fù)合材料內(nèi)部質(zhì)量與制造效率，進(jìn)一步降低復(fù)合材料制造成本。

基于航空航天領(lǐng)域?qū)?fù)合材料非熱壓罐制造工藝的迫切需求，真空固化技術(shù)迎來了快速發(fā)展機(jī)遇期，隨著材料體系高性能化、鋪貼工藝高自動(dòng)化、固化方式高效率化的進(jìn)一步提升，預(yù)浸料－真空固化技術(shù)有望解決樹脂基復(fù)合材料制造低成本、大型化、高效率、高質(zhì)量等工程應(yīng)用問題。

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