諶廣昌, 姚佳楠, 張金棟, 陳普會(huì), 陳春海

（1．南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；2．中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn)333008；3．東華大學(xué) 先進(jìn)低維材料中心，上海 201600）

先進(jìn)復(fù)合材料具有輕質(zhì)高強(qiáng)、抗疲勞、耐腐蝕、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)，已成為航空航天領(lǐng)域不可或缺的結(jié)構(gòu)材料。復(fù)合材料在直升機(jī)、無(wú)人機(jī)上的應(yīng)用則更為廣泛，通常用量可達(dá)50%～80%[1-4]。目前大部分先進(jìn)復(fù)合材料主要以熱固性樹(shù)脂為基體，但熱固性復(fù)合材料在低速?zèng)_擊載荷下容易分層，韌性和抗疲勞性能越來(lái)越難以適應(yīng)以槳轂中央件及傳動(dòng)軸等為代表的直升機(jī)高損傷阻抗、高抗疲勞及彈擊損傷容限特定結(jié)構(gòu)對(duì)材料的特殊需求[1]。隨著“熱塑性可支付飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)（Thermoplastic Affordable Primary Aircraft Structure，TAPAS）”、“潔凈天空（Clean Sky）”及“戰(zhàn)斗加強(qiáng)后機(jī)身（Combat Tempered Aft Fuselage）”項(xiàng)目等一系列計(jì)劃的先后推出[5-6]，熱塑性復(fù)合材料在直升機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用得到了極大發(fā)展。自20世紀(jì)80年代ICI公司以VICTREX商標(biāo)將聚醚醚酮（polyetheretherketone，PEEK）樹(shù)脂基熱塑性復(fù)合材料商業(yè)化后，近幾十年來(lái)各大直升機(jī)原始設(shè)備制造商競(jìng)相開(kāi)展各類結(jié)構(gòu)的熱塑性復(fù)合材料應(yīng)用研究，先后實(shí)現(xiàn)了在直升機(jī)起落架、平尾及槳轂中央件上的批產(chǎn)應(yīng)用[7-10]。

1 直升機(jī)特定結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)對(duì)熱塑性復(fù)材的應(yīng)用需求

相對(duì)于固定翼飛機(jī)，直升機(jī)具備低空、低速和懸停后退等機(jī)動(dòng)飛行能力，特別是可在小面積場(chǎng)地垂直起降，然而這也意味著直升機(jī)面臨惡劣的服役環(huán)境，特別是在高原地區(qū)等簡(jiǎn)易機(jī)場(chǎng)起降過(guò)程中容易造成沙塵等外來(lái)顆粒的低速?zèng)_擊損傷，如圖1所示[11]。軍用直升機(jī)執(zhí)行低空作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)，其高度在輕武器（23 mm口徑以下彈徑）有效射擊距離內(nèi)，為防止直升機(jī)因被地面火力擊中而墜毀，如圖2所示[12]，軍用直升機(jī)生存力提升對(duì)關(guān)系直升機(jī)飛行安全的尾梁、旋翼及傳動(dòng)軸等結(jié)構(gòu)的彈擊損傷容限提出較高需求。同時(shí)直升機(jī)所特有的旋翼及傳動(dòng)結(jié)構(gòu)動(dòng)部件，動(dòng)力響應(yīng)產(chǎn)生高周疲勞環(huán)境，如圖3所示[13]。因此，對(duì)結(jié)構(gòu)材料的損傷阻抗、彈擊損傷容限及抗疲勞特性都具有更高的要求，選用具有較優(yōu)耐候性、耐腐蝕性和抗疲勞特性的復(fù)合材料是直升機(jī)追求結(jié)構(gòu)效應(yīng)的最有效途徑[14-16]。

圖 1 直升機(jī)不良目視環(huán)境起降[11]Fig. 1 Bad visual environment of helicopter landing and taking off[11]

圖 2 俄羅斯軍用直升機(jī)敘利亞戰(zhàn)場(chǎng)被地面輕武器擊中墜毀[12]Fig. 2 Russian military helicopter is crashed in Syria battlefield after being hit by small arms fire[12]

圖 3 直升機(jī)旋翼槳葉高周疲勞載荷[13]Fig. 3 High-cycle fatigue loads of helicopter rotor blades[13]

圖 4 PEEK與環(huán)氧樹(shù)脂力學(xué)性能對(duì)比[10]（a）剪切靜態(tài)；（b）剪切疲勞Fig. 4 Mechanical properties comparison of PEEK and epoxy resins[10]（a）shear static；（b）shear fatigue

圖 5 碳纖維增強(qiáng)PEEK復(fù)合材料與環(huán)氧復(fù)合材料韌性性能對(duì)比[17]Fig. 5 Toughness properties comparison of carbon fiber reinforced PEEK and epoxy resin composites[17]

高性能熱塑性PEEK復(fù)合材料相比傳統(tǒng)熱固性復(fù)合材料具有下列優(yōu)勢(shì)：（1）PEEK樹(shù)脂是目前已知商業(yè)化樹(shù)脂牌號(hào)中抗剪切和耐疲勞性能最優(yōu)的樹(shù)脂，與直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)目前常用的環(huán)氧樹(shù)脂的性能對(duì)比如圖4所示[10]；（2）韌性高，與主流高溫固化韌性環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料性能對(duì)比如圖5所示[17]，具有良好的抗沖擊和彈擊損傷容限性能；（3）預(yù)浸料具有優(yōu)異的耐溶劑和化學(xué)物質(zhì)特性、低吸水率、可回收、無(wú)需冷鏈儲(chǔ)存等優(yōu)異的物理、力學(xué)、化學(xué)性能，可顯著提升直升機(jī)結(jié)構(gòu)的壽命、經(jīng)濟(jì)和環(huán)境效應(yīng)。

2 國(guó)外技術(shù)現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)

基于高性能熱塑性復(fù)合材料上述優(yōu)點(diǎn)與直升機(jī)動(dòng)部件、尾段及起落架等特定抗沖擊、耐疲勞及彈擊損傷容限需求結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需求的優(yōu)良匹配性，熱塑性復(fù)合材料在直升機(jī)上的應(yīng)用得到了極大發(fā)展，國(guó)外已逐步建立起熱塑性復(fù)合材料完整的技術(shù)體系，主要材料研發(fā)供應(yīng)商包括荷蘭的TenCate、美國(guó)的Cytec、德國(guó)的Evonik等公司[1]，主要提供的熱塑性復(fù)合材料涵蓋碳纖維、玻璃纖維及芳綸纖維增強(qiáng)的聚醚酰亞胺（PEI）、聚苯硫醚（PPS）、聚醚醚酮（PEEK）、聚醚酮酮（PEKK）等高性能熱塑性樹(shù)脂。其中，荷蘭TenCate公司商品化的熱塑性預(yù)浸料牌號(hào)如表1所示[18]。

從20世紀(jì)80年代起，以波音、貝爾、奧古斯塔維斯特蘭及空直等為代表的歐美直升機(jī)工業(yè)設(shè)計(jì)研發(fā)機(jī)構(gòu)持續(xù)投入巨資開(kāi)展高性能復(fù)合材料直升機(jī)應(yīng)用項(xiàng)目，如“可持續(xù)航空（Sustainable Aviation）”、“先進(jìn)復(fù)合材料機(jī)體結(jié)構(gòu)（Advanced Composite Airframe Program，ACAP）”及“高生存低成本可修復(fù)機(jī)體結(jié)構(gòu)項(xiàng)目（Survivable Affordable Repairable Airframe Program，SARAP）”等[19-20]，這些項(xiàng)目的開(kāi)展使得歐美發(fā)達(dá)國(guó)家在直升機(jī)高性能熱塑性復(fù)合材料的研制、設(shè)計(jì)和制造水平處于領(lǐng)先地位。

表 1 TenCate公司商品化熱塑性預(yù)浸料牌號(hào)[18]Table 1 Off-the-shelf thermoplastic prepregs of TenCate[18]

圖 6 Bell 407熱塑性復(fù)材尾梁筒體及滑橇起落架滑管[8]Fig. 6 Thermoplastic composite tailboom and cross tubes of Bell 407[8]

2.1 典型應(yīng)用

20世紀(jì)90年代以來(lái)，歐美主流直升機(jī)研發(fā)機(jī)構(gòu)已經(jīng)實(shí)現(xiàn)應(yīng)用或正在開(kāi)展研制的高性能熱塑性復(fù)合材料包括Bell407、H-160及“新穎創(chuàng)新性競(jìng)爭(zhēng)力高效率傾轉(zhuǎn)旋翼集成項(xiàng)目（Novel Innovative Competitive Effective Tilt Rotor Integrated Project，NICETRIP）”等機(jī)型和預(yù)先研究項(xiàng)目的熱塑性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研發(fā)應(yīng)用。

貝爾公司自20世紀(jì)90年代起開(kāi)展高性能熱塑性復(fù)合材料在直升機(jī)上的應(yīng)用研究，主要開(kāi)展的項(xiàng)目有替代傳統(tǒng)金屬直升機(jī)部件的低成本輕質(zhì)熱塑性復(fù)合材料研發(fā)、低成本熱塑性直升機(jī)尾梁研發(fā)及熱熔膠接熱塑性PEEK復(fù)合材料平尾飛行驗(yàn)證等項(xiàng)目[21-23]，實(shí)現(xiàn)了在Bell212/412行李艙門(mén)耐磨耐沖擊部位的應(yīng)用。

2008年起，在美國(guó)聯(lián)邦航空局（Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA）和加拿大政府聯(lián)合發(fā)起的可持續(xù)航空項(xiàng)目資助下，貝爾加拿大直升機(jī)以Bell407為型號(hào)背景，開(kāi)展了高性能熱塑性復(fù)合材料尾梁和滑橇起落架滑管的應(yīng)用驗(yàn)證研究，如圖6所示。材料體系為Cytec公司的APC-2/AS4窄帶預(yù)浸料，APC-2為半結(jié)晶熱塑性基體，長(zhǎng)期使用溫度達(dá)260 ℃，室溫下無(wú)限存貯壽命。成型工藝采用自動(dòng)鋪帶原位固化，加熱源為熱氣弧，加壓源為壓緊輥，如圖7所示。在開(kāi)展復(fù)合材料鋪層設(shè)計(jì)優(yōu)化、工藝加壓壓力、加壓速率及加熱溫度等成型參數(shù)優(yōu)化及積木式實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證系列迭代研究后，于2014年實(shí)現(xiàn)了在Bell407型號(hào)上的量產(chǎn)應(yīng)用。

H-160直升機(jī)為空客直升機(jī)公司研發(fā)的最新型雙發(fā)6噸級(jí)中型民用直升機(jī)，也是迄今為止世界上第一架全復(fù)合材料民用直升機(jī)。目前正處于研發(fā)和取證的最后階段，預(yù)計(jì)首架機(jī)交付節(jié)點(diǎn)為2019年年底。該型機(jī)采用球柔性旋翼構(gòu)型。

球柔性旋翼核心關(guān)鍵件槳轂中央件受力復(fù)雜，承受離心力、主旋翼扭矩、升力、旋轉(zhuǎn)彎矩及剪切載荷?？湛椭鄙龣C(jī)現(xiàn)有型號(hào)如H-175型機(jī)等均采用鈦合金制備槳轂中央件，壽命4500飛行小時(shí)（Flying hour，F(xiàn)h），而直升機(jī)全壽命周期一般為10000 Fh，為達(dá)到減少維護(hù)需求，最大程度地增加乘客安全的設(shè)計(jì)目標(biāo)，空客直升機(jī)公司在H-160型機(jī)上采用碳纖維增強(qiáng)PEEK復(fù)合材料代替鈦合金設(shè)計(jì)制備槳轂中央件，在降低制造成本和減輕質(zhì)量的同時(shí)提高損傷容限和降低結(jié)構(gòu)疲勞裂紋擴(kuò)展速率，如圖8所示。H-160型機(jī)主旋翼槳轂是全世界首個(gè)按照新版FAA/EASA 27.573“復(fù)合材料旋翼航空器的損傷容限和疲勞評(píng)定”開(kāi)展適航符合性認(rèn)證的新技術(shù)，其積木式認(rèn)證程序如圖9所示[24]。由圖9可知高性能熱塑性復(fù)合材料在旋翼系統(tǒng)動(dòng)部件等特定結(jié)構(gòu)開(kāi)展的積木式適航應(yīng)用認(rèn)證所需實(shí)驗(yàn)層級(jí)及試件數(shù)量多，對(duì)旋翼設(shè)計(jì)師和材料研制單位的材料研制創(chuàng)新采用都是極大挑戰(zhàn)。

圖 7 熱塑性復(fù)合材料自動(dòng)鋪帶原位加溫加壓工藝[8]Fig. 7 Thermoplastic composites by in-situ AFP[8]

圖 8 H-160直升機(jī)T300/PEEK槳轂中央件[10]Fig. 8 T300 carbon fiber reinforced thermoplastic composite rotor hub of H-160 helicopter [10]

圖 9 H-160直升機(jī)熱塑性復(fù)合材料積木式認(rèn)證示意[24]Fig. 9 Building block qualification process of H-160 helicopter thermoplastic composite rotor hub[24]

“新穎創(chuàng)新性競(jìng)爭(zhēng)力高效率傾轉(zhuǎn)旋翼集成項(xiàng)目（Novel Innovative Competitive Effective Tilt Rotor Integrated Project，NICETRIP）”為“加強(qiáng)型旋翼創(chuàng)新成果（Enhanced Rotorcraft Innovative Achievement，ERICA）項(xiàng)目”的延續(xù)，歐洲所有的旋翼機(jī)制造商和大部分科研機(jī)構(gòu)大學(xué)都牽涉其中，項(xiàng)目主要目標(biāo)為研制一款民用傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，需攻克的主要技術(shù)挑戰(zhàn)和創(chuàng)新點(diǎn)包括：旋翼槳轂全尺寸制備，先進(jìn)制造工藝，線傳/光傳飛控技術(shù)及主動(dòng)側(cè)桿操縱等。

在項(xiàng)目框架內(nèi)，為減輕旋翼槳轂中央件重量，由NLR（荷蘭航空宇航研究院）承擔(dān)了復(fù)合材料取代金屬制備旋翼槳轂中央件部件的研發(fā)。選擇的旋翼槳轂連接件連接操縱系統(tǒng)動(dòng)環(huán)扭力臂和旋翼槳葉變距拉桿，如圖10所示。初始設(shè)計(jì)的旋翼槳轂連接件采用超高強(qiáng)度不銹鋼制備、重量為3.9 kg，NLR選用由Cytec公司研發(fā)的AS4D/PEKK熱塑性復(fù)合材料替代原金屬制備，在熱壓罐中采用內(nèi)外附加壓模350 ℃高溫固化，最終制件如圖11所示，重量?jī)H為1.93 kg，實(shí)現(xiàn)減重50%。該方案有較大的成本優(yōu)勢(shì)，取得了明顯的減重效果[25]。

圖 10 旋翼槳轂示意，紅色圓圈處為連接件[25]Fig. 10 Rotor hub with combiner（red cycle）[25]

圖 11 熱塑性復(fù)合材料旋翼槳轂連接件[25]Fig. 11 Thermoplastic composite combiner[25]

圖 12 原位自動(dòng)鋪放工藝原理圖[26]Fig. 12 Schematic of in-situ AFP[26]

2.2 發(fā)展趨勢(shì)

綜合可知，未來(lái)高性能熱塑性復(fù)合材料在直升機(jī)特定結(jié)構(gòu)上的地位將更加重要。針對(duì)高性能熱塑性復(fù)合材料存在的結(jié)構(gòu)應(yīng)用認(rèn)證周期較長(zhǎng)、原始制造成本偏高及無(wú)配套的輔助芯材等問(wèn)題，呈現(xiàn)出以下發(fā)展趨勢(shì)：（1）簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)應(yīng)用認(rèn)證程序，從艙門(mén)等次承力結(jié)構(gòu)件逐漸向傳動(dòng)軸等主承力結(jié)構(gòu)件發(fā)展；（2）通過(guò)開(kāi)發(fā)熱塑性預(yù)浸料的自動(dòng)鋪放技術(shù)（automated fiber placement，AFP），結(jié)合熱塑性復(fù)合材料原位固化（in-situAFP）等非熱壓罐成型工藝，以及熱塑性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的電阻/感應(yīng)/超聲焊接技術(shù)等，克服熱塑性復(fù)合材料黏度高、成型溫度高的困難，進(jìn)一步發(fā)揮其高效率、低成本的制造潛力；（3）研發(fā)新型低密度耐高溫泡沫芯材，以適應(yīng)熱塑性復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制造需求。

2.2.1 自動(dòng)化制造

目前傳統(tǒng)熱固性復(fù)合材料成型更多的還是依賴手工鋪層，由于熱固性樹(shù)脂成型必須發(fā)生化學(xué)變化，往往需要采用真空袋或熱壓罐加熱固化，因此制造過(guò)程中的人工成本和能源成本占比較大。相反熱塑性復(fù)合材料的成型是一個(gè)先熔化再凝固的物理變化過(guò)程，且預(yù)浸料無(wú)須冷藏，在室溫大氣環(huán)境下具有近乎無(wú)限的儲(chǔ)存時(shí)間。針對(duì)熱塑性復(fù)合材料的這一特點(diǎn)，開(kāi)發(fā)了預(yù)浸帶或絲束自動(dòng)鋪放技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)預(yù)浸料加熱熔化、自動(dòng)鋪放、原位固化的同步工藝過(guò)程實(shí)施，從而極大地提高了成型效率、降低了能耗，降低了復(fù)合材料的制造成本，原位AFP技術(shù)的原理及成型過(guò)程如圖12所示。對(duì)于大尺寸制件，采用原位AFP技術(shù)，避免了固化時(shí)由于使用熱壓罐對(duì)于制件尺寸的限制，以及模具熱膨脹系數(shù)不匹配的問(wèn)題。對(duì)于大厚度制件，采用原位AFP技術(shù)，避免了厚度方向存在溫度梯度而引起的熱應(yīng)力，從而極大地?cái)U(kuò)展了復(fù)合材料的應(yīng)用范圍。

美國(guó)Automated Dynamics公司在復(fù)合材料的AFP設(shè)備及制造領(lǐng)域占有重要的地位，并且最早開(kāi)始研發(fā)熱塑性復(fù)合材料的原位AFP技術(shù)。其產(chǎn)品應(yīng)用在直升機(jī)、無(wú)人機(jī)、固定翼飛機(jī)、航天器以及民用工業(yè)等領(lǐng)域的各類主承力及次承力結(jié)構(gòu)中，包括變截面尾梁、“T”型截面圓環(huán)、直升機(jī)傳動(dòng)軸。由AD公司采用碳纖維增強(qiáng)PEEK材料原位AFP成型的CH-53K重型直升機(jī)傳動(dòng)軸如圖13所示。

圖 13 CH-53K 型機(jī)IM7/PEEK傳動(dòng)軸[26]Fig. 13 IM7/PEEK drive shaft of CH-53K helicopter[26]

2.2.2 熱塑性復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)

復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)能夠極大地提高結(jié)構(gòu)的比強(qiáng)度和比剛度，對(duì)于追求減重的航空結(jié)構(gòu)而言無(wú)疑具有重要的應(yīng)用價(jià)值，特別是直升機(jī)，其完全依靠旋翼提供升力，因此大量采用復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)，如圖14所示[27]。

圖 14 直升機(jī)復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)應(yīng)用部位[27]Fig. 14 Schematic of helicopter composite sandwich structures[27]

空客創(chuàng)新中心開(kāi)展了直升機(jī)熱塑性復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制備研究，選用商業(yè)化的聚醚酰亞胺（polyetherimide，PEI）泡沫，采用效率更高的共膠接成型工藝制備熱塑性復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)，如圖15所示；但現(xiàn)有成熟泡沫芯材密度過(guò)高（≥ 60 kg/m3），相比直升機(jī)復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)常用芳綸紙蜂窩（≤ 48 kg/m3）導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量效應(yīng)偏低，因此未來(lái)工作重點(diǎn)是開(kāi)發(fā)高性能熱塑性復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)共膠接成型用低密度高耐溫泡沫/蜂窩芯材[28-32]。

圖 15 空客創(chuàng)新中心熱塑性復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)[28]Fig. 15 Thermoplastic composite foam sandwich structure of airbus innovation center[28]

3 國(guó)內(nèi)應(yīng)用現(xiàn)狀與差距分析

通過(guò)國(guó)家多個(gè)5年研究計(jì)劃體系化發(fā)展和型號(hào)需求牽引，目前已構(gòu)建了面向第四代直升機(jī)裝備的復(fù)合材料和工藝技術(shù)體系，基本滿足在役在研型號(hào)需求。T300級(jí)碳纖維及R級(jí)高強(qiáng)玻璃纖維廣泛應(yīng)用，主要以環(huán)氧樹(shù)脂基體為主，基本滿足在役在研型號(hào)需求。

在“一帶一路”國(guó)家戰(zhàn)略大背景下，將重點(diǎn)建設(shè)支撐我國(guó)陸軍飛起來(lái)的軍用直升機(jī)裝備，以東南亞為代表的沿線國(guó)家存在典型沙塵重雨水等惡劣自然環(huán)境，對(duì)復(fù)合材料抗沖擊性能提出了更高需求。軍用直升機(jī)戰(zhàn)場(chǎng)生存力提升對(duì)于關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位復(fù)合材料彈擊損傷性能也提出了更高需求。正在開(kāi)展高性能熱塑性復(fù)合材料直升機(jī)特定結(jié)構(gòu)應(yīng)用探索性研究，但基于國(guó)內(nèi)重材料研制輕材料應(yīng)用的傳統(tǒng)認(rèn)知，附加直升機(jī)獨(dú)有旋翼動(dòng)部件引發(fā)的結(jié)構(gòu)高疲勞特性，尚待跨過(guò)復(fù)合材料應(yīng)用傳統(tǒng)積木式方法認(rèn)證高昂成本及漫長(zhǎng)周期的這道“死亡之谷”。

3.1 應(yīng)用現(xiàn)狀

目前國(guó)產(chǎn)直升機(jī)以尾段、起落架和旋翼槳轂中央件等為代表的高損傷阻抗、高抗疲勞及彈擊損傷容限特定結(jié)構(gòu)部位，材料選用以第二代韌性環(huán)氧樹(shù)脂碳纖維復(fù)合材料、鈦合金和高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)鋼為主。熱固性復(fù)合材料抗沖擊性能較差、鈦合金和鋼合金重量較大，迫切需要開(kāi)展上述特定結(jié)構(gòu)的替代材料應(yīng)用研究。

正在開(kāi)展預(yù)先研究的3D編織結(jié)合非熱壓罐固化等工藝為代表的先進(jìn)復(fù)合材料，可用于替代上述特定結(jié)構(gòu)的現(xiàn)有材料，但受3D編織復(fù)合材料尚無(wú)成熟可用的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)工具制約，離實(shí)際工程應(yīng)用尚存在較大距離[33-35]。

高性能熱塑性復(fù)合材料應(yīng)用以傳統(tǒng)預(yù)浸帶2D鋪層成型工藝為主，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)工具可沿用現(xiàn)有環(huán)氧熱固性復(fù)合材料，也具備傳統(tǒng)復(fù)合材料2D鋪層積木式鑒定取證所需的試樣-元件-組件-部件-系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)及分析驗(yàn)證能力，因此高性能熱塑性復(fù)合材料是現(xiàn)階段上述特定結(jié)構(gòu)現(xiàn)有材料的最佳替代材料。

3.2 差距分析

直升機(jī)高損傷阻抗、高抗疲勞及彈擊損傷容限特定結(jié)構(gòu)部位應(yīng)用高性能熱塑性復(fù)合材料，是一項(xiàng)能夠大幅度改善韌性、疲勞及損傷容限等力學(xué)性能、降低生產(chǎn)成本、縮短生產(chǎn)周期和收益頗豐的適用技術(shù)。通常新研復(fù)合材料在結(jié)構(gòu)上的大規(guī)模應(yīng)用主要受限于性能和成本兩大因素。從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方的角度來(lái)考慮，主要需要研究采用高性能復(fù)合材料新技術(shù)的同時(shí)如何確保型號(hào)安全；從結(jié)構(gòu)制造方的角度來(lái)考慮，主要關(guān)注采用高性能復(fù)合材料新技術(shù)的同時(shí)不增加原始制造成本；從材料研制方的角度來(lái)考慮，更應(yīng)注重高性能復(fù)合材料技術(shù)研發(fā)的需求牽引和推向應(yīng)用時(shí)的技術(shù)成熟度。

國(guó)內(nèi)高性能熱塑性復(fù)合材料開(kāi)始于“七五”計(jì)劃期間，最早由吉林大學(xué)開(kāi)展國(guó)產(chǎn)PEEK研制，“八五”至“十五”期間陸續(xù)與北京航空材料研究院合作開(kāi)展了淤漿法，靜電粉末法等預(yù)浸料制備及復(fù)合材料制造技術(shù)研究，完成了以某型固定翼運(yùn)輸機(jī)為型號(hào)背景的加筋口蓋及加筋壁板類結(jié)構(gòu)的制造工藝驗(yàn)證及裝機(jī)驗(yàn)證考核；但后期受限于樹(shù)脂穩(wěn)定性、預(yù)浸料制造工藝等限制，國(guó)產(chǎn)高性能熱塑性復(fù)合材料的應(yīng)用研究幾乎停滯不前。

近年來(lái)，吉林大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、南昌大學(xué)、東華大學(xué)及中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司等國(guó)內(nèi)高校及公司相繼開(kāi)展了高性能熱塑性復(fù)合材料研制及應(yīng)用研究工作，國(guó)內(nèi)PEEK等高性能熱塑性樹(shù)脂合成及改性技術(shù)逐漸達(dá)到國(guó)外技術(shù)水平，且以此為基礎(chǔ)的預(yù)浸料制備技術(shù)及復(fù)合材料成型工藝得到了初步驗(yàn)證，如圖 16（a）、（b）所示，國(guó)產(chǎn)高性能熱塑性復(fù)合材料已經(jīng)具備了進(jìn)一步應(yīng)用研究工作開(kāi)展的基礎(chǔ)。

圖 16 國(guó)產(chǎn)熱塑性預(yù)浸料（a）和復(fù)合材料成型工藝（b）Fig. 16 Thermoplastic prepreg（a）and curing curve of composite（b）

圖 17 復(fù)合材料層板（a）和無(wú)損檢測(cè)結(jié)果（b）Fig. 17 Composite laminate（a）and NDT result of composite（b）

東華大學(xué)先進(jìn)低維材料中心熱塑性復(fù)合材料科研團(tuán)隊(duì)（原吉林大學(xué)團(tuán)隊(duì)部分成員），在近二十年的PEEK、PAEK樹(shù)脂合成及改性工作基礎(chǔ)上，開(kāi)展了連續(xù)纖維增強(qiáng)PEEK預(yù)浸料及其復(fù)合材料的研究工作，如圖 17（a）、（b）所示。其中，所研制的樹(shù)脂基體（牌號(hào)YC-PEEK）與國(guó)外商業(yè)化的熱塑性復(fù)合材料專用樹(shù)脂基體相比，玻璃化轉(zhuǎn)變溫度提高10 ℃，但完全熔融溫度降低約40 ℃，如表2所示。

同時(shí)，采用自主研發(fā)的熱熔預(yù)浸料設(shè)備，研制了連續(xù)碳纖維增強(qiáng)PEEK窄帶預(yù)浸料。并采用熱壓成型工藝制備了內(nèi)部質(zhì)量完好的復(fù)合材料層合板。

針對(duì)熱塑性復(fù)合材料自動(dòng)化成型工藝，東華大學(xué)與南京航空航天大學(xué)合作開(kāi)展了基于熱塑性預(yù)浸料的自動(dòng)鋪絲工藝驗(yàn)證，如圖18（a）、（b）所示，結(jié)果表明，預(yù)浸料樹(shù)脂的低熔融溫度特性降低了成型工藝溫度，基本滿足了自動(dòng)鋪絲工藝性要求。

綜上，隨著國(guó)內(nèi)PEEK等高性能熱塑性樹(shù)脂合成及改性技術(shù)逐漸達(dá)到國(guó)外技術(shù)水平，且以此為基礎(chǔ)的預(yù)浸料制備技術(shù)的發(fā)展以及復(fù)合材料成型工藝驗(yàn)證，國(guó)產(chǎn)高性能熱塑性復(fù)合材料已經(jīng)具備了進(jìn)一步應(yīng)用研究工作開(kāi)展的基礎(chǔ)。

針對(duì)某型直升機(jī)滑橇起落架的背景需求，開(kāi)展了適用于熱熔法連續(xù)預(yù)浸工藝的聚芳醚酮樹(shù)脂基體及熱塑性復(fù)合材料管梁自動(dòng)鋪絲成型工藝研究，因起步較晚，對(duì)比歐美國(guó)家高性能復(fù)合材料尚存在一定差距，主要體現(xiàn)在：復(fù)合材料韌性和沖擊性能指標(biāo)的層間剪切強(qiáng)度值相比國(guó)外同類材料低25%左右；成型工藝窗口相對(duì)較窄，成型工藝條件較高；無(wú)成熟可用的國(guó)產(chǎn)配套低密度高性能芯材；應(yīng)用驗(yàn)證仍停留在主要依賴傳統(tǒng)積木式實(shí)驗(yàn)[36-37]，離西方國(guó)家成熟應(yīng)用的直升機(jī)復(fù)合材料高效率高置信度虛擬認(rèn)證以仿真為主、以實(shí)驗(yàn)為輔的方法[38-41]尚存在較大差距。這些都成為制約高性能熱塑性復(fù)合材料在直升機(jī)特定結(jié)構(gòu)上應(yīng)用推廣拓展的關(guān)鍵因素。

表 2 熱塑性預(yù)浸料用PEEK性能對(duì)比Table 2 PEEK properties comparison for thermoplastic prepreg

圖 18 熱塑性預(yù)浸料的分切（a）和熱塑性預(yù)浸料自動(dòng)鋪絲工藝驗(yàn)證（b）Fig. 18 TP prepreg slitting（a）and AFP processing of TP prepreg（b）

4 高性能熱塑性復(fù)合材料技術(shù)需求預(yù)測(cè)

直升機(jī)因其所獨(dú)有的向后/側(cè)向飛行、空中懸停及空中定點(diǎn)回轉(zhuǎn)等固定翼飛機(jī)所無(wú)法完成的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，其在軍事及應(yīng)急救援體系等準(zhǔn)軍事等領(lǐng)域的作用無(wú)可替代，未來(lái)15年至20年內(nèi)，預(yù)測(cè)我國(guó)將至少需要3000余架各型軍用直升機(jī)，在高損傷阻抗、高抗疲勞及彈擊損傷容限特定結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)領(lǐng)域發(fā)揮關(guān)鍵作用的高性能熱塑性復(fù)合材料，將是未來(lái)技術(shù)發(fā)展的聚焦點(diǎn)之一。

此外，根據(jù)國(guó)外高性能熱塑性復(fù)合材料發(fā)展趨勢(shì)及國(guó)內(nèi)外高性能復(fù)合材料差距分析，未來(lái)我國(guó)直升機(jī)高性能復(fù)合材料主要技術(shù)需求預(yù)測(cè)如下：以原位AFP、熱壓罐輔助分區(qū)感應(yīng)加熱等為代表的低成本自動(dòng)化制造工藝，解決工廠對(duì)于直接制造成本敏感的問(wèn)題；以PPSU、PEI泡沫等為代表的配套低密度耐高溫芯材，解決直升機(jī)廣泛應(yīng)用的夾層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)制造需求；以損傷在線檢測(cè)工業(yè)CT技術(shù)、基于真實(shí)物理的3D FEM模型等為代表的高效率高置信度虛擬認(rèn)證技術(shù)，加速新研高性能熱塑性復(fù)合材料在直升機(jī)特定結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用轉(zhuǎn)換。