復(fù)合材料在大飛機主承力結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用與發(fā)展趨勢

馬志陽，高麗敏，徐吉峰

（中國商飛北京民用飛機技術(shù)研究中心，民用飛機結(jié)構(gòu)與復(fù)合材料北京市重點實驗室，北京102211）

復(fù)合材料的應(yīng)用比例是新一代大飛機安全性、經(jīng)濟性、舒適性和環(huán)保性的重要指標。復(fù)合材料在飛機上的應(yīng)用經(jīng)歷了前緣–口蓋–整流罩–擾流板–升降舵–方向舵–襟副翼–垂尾–平尾–機身和機翼等主承力結(jié)構(gòu)應(yīng)用的過程，如表1所示。

表1 復(fù)合材料應(yīng)用歷程Table 1 Application of composite in large aircraft

我國民機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)應(yīng)用技術(shù)的研究起步較晚，但在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計、制造工藝方面也進行了探索和實踐?！笆濉敝痢笆濉逼陂g，開展了“民機復(fù)合材料次承力結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)研究”、“民機全尺寸復(fù)合材料尾翼與舵面設(shè)計和分析及制造與試驗驗證”、“民機復(fù)合材料機身與中央翼基礎(chǔ)與關(guān)鍵技術(shù)”、“民機復(fù)合材料機頭基礎(chǔ)及關(guān)鍵技術(shù)”和“大型客機復(fù)合材料機翼設(shè)計制造與驗證技術(shù)研究項目”等民機預(yù)研課題的研究?！笆濉币?guī)劃出臺后，以復(fù)合材料為代表的新材料技術(shù)被列入國家發(fā)展戰(zhàn)略。在“十四五”規(guī)劃中，創(chuàng)新和關(guān)鍵核心技術(shù)自主可控被提升到新的高度，先進復(fù)合材料的國產(chǎn)化勢在必行，大尺寸復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)件的技術(shù)攻關(guān)也被擺到了突出位置。

本文分析了主要的民機主制造商在大飛機主承力結(jié)構(gòu)上應(yīng)用復(fù)合材料的情況，并總結(jié)了復(fù)合材料在未來民機上的發(fā)展趨勢。

波音公司

波音公司在民機主承力結(jié)構(gòu)上應(yīng)用復(fù)合材料的嘗試始于B777客機的尾翼，隨后在B787客機上實現(xiàn)了跨越式發(fā)展，將應(yīng)用范圍擴大至機翼和機身，最新的B777X機翼則集成了目前世界上最先進的復(fù)合材料制造、裝配和檢測技術(shù)。

1 B787客機

波音公司787項目于2004年4月啟動，B787客機于2009年12月首飛，2011年9月首架交付。B787客機是世界上第一款將復(fù)合材料應(yīng)用于機翼和機身主承力結(jié)構(gòu)的大型民機，復(fù)合材料單機用量約25t，占全機結(jié)構(gòu)重量的50%左右。日本東麗公司為B787客機研發(fā)了第三代增韌環(huán)氧復(fù)合材料T800S/3900–2B，屬于經(jīng)改進的大絲束碳纖維，該材料的沖擊后壓縮強度值（Compression after impact, CAI）達到了315～345MPa[1]。

B787客機的機翼展長約60m，由日本三菱重工委托日本新明和工業(yè)株式會社研制。機翼壁板為整體的I型加筋壁板，采用“濕蒙皮+干長桁”的共膠接工藝，蒙皮采用預(yù)浸料自動鋪帶（Automated tape laying,ATL）工藝制造。機翼前、后梁長度均約為28m，分別由3段組成，由人工在陽模上鋪貼、熱壓罐固化成型[2–3]，如圖1所示[4]。

圖1 B787翼盒裝配Fig.1 Assembly of B787 wing box

B787客機的機身由6段筒體組成，每段機身筒體采用纖維自動鋪放（Automated fiber placement, AFP）工藝制造，如圖2所示[5]，縱向桁條為帽形閉合剖面，與機身蒙皮共固化整體成型，隔框為“C”形剖面框（圖3）。該機身筒體制造方案減少了約1500個零件和40000～50000個緊固件。

圖2 B787客機機身蒙皮的AFP工藝Fig.2 AFP process of B787 fuselage skin

圖3 B787客機機身壁板Fig.3 B787 fuselage panel

2 B777X客機

B777X客機于2020年1月25日首飛?？蜋C采用全復(fù)合材料機翼，翼展達到了71.8m，是目前世界上最大的復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)，其代表了當(dāng)今最先進的復(fù)合材料技術(shù)水平，使得大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的制造與裝配向著全自動化邁進了一大步。

B777X機翼蒙皮、長桁和翼梁均采用了AFP工藝，長達32m的翼梁不分段整體鋪貼成型，大幅減少了零件數(shù)量和裝配工作量。

B777X機翼壁板和翼梁的制造使用了兩套創(chuàng)新的龍門式高速AFP設(shè)備[6]。

（1）壁板AFP設(shè)備。12.8m的主龍門梁上裝有20個盤型卷軸的AFP鋪絲頭，其重量達1.7t，龍門可以沿著機翼壁板模具移動超過30m，鋪絲頭可以跨越龍門移動7.5m，能覆蓋最寬處達9m的模具。機翼壁板在置于工作區(qū)域內(nèi)的低曲率陽模中制造，鋪絲頭在其上做往復(fù)運動，20個卷軸同時輸送38mm寬的預(yù)浸帶，即一次可鋪放760mm寬的預(yù)浸帶。

（2）翼梁AFP設(shè)備。裝有16個絲軸的鋪絲頭，其重量達0.5t，可將12.7mm的預(yù)浸帶鋪放在“U”形模具上（圖4）。該系統(tǒng)最快可在10min內(nèi)完成超過30m長的一層預(yù)浸帶鋪放。

圖4 B777X客機翼梁“U”形模具Fig.4 U-shaped mould of B777X wing spar

空客公司

空客公司的復(fù)合材料應(yīng)用比例是漸進增長的，從最初在A300上不足5%，到A310、A300上約5%，再到A320升至10%，A380則達到了25%，A400M升至30%，直到A350XWB的52%。

1 A380客機

A380客機的復(fù)合材料用量為25%左右，應(yīng)用部位包括了中央翼盒、尾翼、襟翼、副翼、擾流板、機身上壁板、機身地板梁、機身后體球框、整流罩等，其最大設(shè)計特點是首次將復(fù)合材料應(yīng)用于中央翼盒，并達到減重1.5t的效果[4]。

A380客機中央翼盒采用ATL工藝制造，復(fù)合材料層板厚度達到50mm以上，翼身對接區(qū)更達到100mm以上，突破了大厚度復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計、制造和驗證技術(shù)。

A380客機的水平尾翼和垂直尾翼同樣采用了ATL工藝，而在后機身和機翼外襟翼上使用了AFP工藝，后機身壓力框采用了樹脂模滲透成型（Resin film infusion, RFI）工藝。

2 A400M軍用運輸機

A400M是2003年推出的一款軍用運輸機，于2009年12月首飛，復(fù)合材料用量約為30%，應(yīng)用部位包括了機翼、平尾、垂尾和貨艙門等，主要的創(chuàng)新工藝有翼梁的熱隔膜預(yù)成型（Hot drape forming）工藝、艙門及后壓力隔框的真空輔助樹脂滲透（Vacuum assisted process, VAP）工藝，機身后部裝卸坡道和發(fā)動機進氣道的樹脂滲透技術(shù)（Resin infusion, RI）工藝等[7–8]。

A400M復(fù)合材料機翼由英國GKN公司負責(zé)生產(chǎn)，材料為美國Cytec公司提供的977–2碳纖維增韌環(huán)氧預(yù)浸帶。

A400M復(fù)合材料翼梁具有一定的代表性，采用了“ATL工藝+熱隔膜預(yù)成型+熱壓罐固化”制造，前、后梁均長19m，前梁分為12m和7m兩段，后梁分為14m和5m兩段。制造翼梁的具體工藝過程為：首先通過ATL工藝鋪放出平板預(yù)成型體，如圖5所示[9]，再將該預(yù)成型體夾在兩層隔膜之間并轉(zhuǎn)移至熱隔膜機上，在隔膜之間抽真空后封裝，從預(yù)成型體上方進行紅外加熱至所規(guī)定的工藝溫度，此時樹脂可流動，隔膜可延展，然后再次抽真空，將預(yù)成型體均勻壓到模具上，進行一段時間的保壓以保證預(yù)成型體彎成為“C”形，最后取下預(yù)成型件，撕去隔膜，將“C”形預(yù)成型件轉(zhuǎn)移到固化工裝上裝夾好進行熱壓罐固化成型。其工藝優(yōu)點在于生產(chǎn)效率較高，缺點是制造復(fù)雜外形零件較困難，因為生產(chǎn)工序較多，纖維容易褶皺，設(shè)備要求較高。

圖5 A400M翼梁采用ATL工藝制造Fig.5 ATL manufacture process of A400M wing spar

3 A350XWB客機

A350XWB客機項目于2005年10月啟動，客機于2013年6月首飛，2014年12月首架交付。其結(jié)構(gòu)材料幾經(jīng)修改，最終和B787客機類似，在機翼和機身上大量使用了復(fù)合材料，用量達到了52%。

A350XWB機翼和機身的復(fù)合材料選用了美國Hexcel公司生產(chǎn)的M21E/IMA預(yù)浸料。

早期，A350XWB機翼蒙皮采用ATL工藝制造，但隨著AFP工藝在復(fù)雜輪廓和變厚度鋪層方面的優(yōu)勢，機翼蒙皮也同長桁和翼梁一樣，改為了AFP工藝制造（圖6）。以翼梁為例，前、后梁長均約31m，分別由3段組成：前梁內(nèi)段長7m、中段長12.7m、外段長11.5m，后梁（圖7）每段長約10m。前梁在制造過程中，采用了可旋轉(zhuǎn)的15m殷鋼芯軸，在其上鋪放纖維絲束，鋪放完成后，對稱切割成兩件“C”形梁，再轉(zhuǎn)移到固化模具上，進行熱壓罐固化；后梁采用殷鋼模具和五坐標自動控制，模具固定在轉(zhuǎn)動芯軸上鋪設(shè)，機器可按要求自動控制鋪放厚度，鋪設(shè)完成后的熱壓罐固化與檢驗同前梁一致[3,10–11]。

圖6 A350XWB機翼下壁板蒙皮AFP工藝Fig.6 AFP process of A350XWB lower-wing skin

圖7 A350XWB機翼后梁Fig.7 Rear spar of A350XWB wing box

A350XWB機身制造方案與B787不同，機身筒段分為前、中、后3段，每段筒段由4塊壁板拼接而成，壁板蒙皮和長桁共固化成型，再通過鋁合金框裝配而成，圖8為機身蒙皮的AFP工藝[10]。這種分塊式機身筒段壁板方案，在兼顧可制造性的同時，能根據(jù)筒段各處受力情況進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，在維修性上也具有一定的優(yōu)勢。

圖8 A350XWB機身蒙皮AFP工藝Fig.8 AFP process of A350XWB fuselage skin

A350XWB客機具有代表性的AFP設(shè)備為：

（1）翼梁AFP設(shè)備。由西班牙M.Torres公司提供，如圖9所示。該設(shè)備考慮了在纖維絲束按45°鋪放到90°彎角時邊緣可能出現(xiàn)的問題，可實現(xiàn)沿著梁的“U”形結(jié)構(gòu)進行鋪絲，考慮到M21E/IMA預(yù)浸料的低黏度，其鋪絲頭可以提供更高的溫度和更大的壓力。該設(shè)備的鋪絲速度高達60m/min，大幅提高了生產(chǎn)效率[12–13]。

圖9 A350XWB翼梁AFP設(shè)備Fig.9 AFP equipment of A350XWB wing spar

（2）機身AFP設(shè)備。由美國Electroimpact公司提供，采用了專用于機身鋪放的雙頭自動纖維鋪放機，在完成鋪放的同時還能執(zhí)行切割動作，能夠彎曲雙向鋪覆傾斜且復(fù)雜的表面，進給速度可達50.8m/min。

中國商飛

中國商用飛機有限責(zé)任公司作為國內(nèi)最大的民機主制造商，在推動復(fù)合材料應(yīng)用于民機結(jié)構(gòu)方面做了諸多嘗試。

（1）首架正式投入航線運營的ARJ21支線客機復(fù)合材料用量為2%左右，其方向舵和翼梢小翼采用了碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料，翼身整流罩和機頭雷達罩采用了玻璃纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料。

（2）2015年底下線、2017年首飛的C919客機，其復(fù)合材料用量達到了12%，應(yīng)用部位包括了水平尾翼、垂直尾翼、翼梢小翼、后機身、雷達罩、副翼、擾流板和翼身整流罩等[14]。C919客機中央翼盒原計劃采用復(fù)合材料，但由于缺乏應(yīng)用及驗證經(jīng)驗，為了保證研制進度，最終改為了傳統(tǒng)的金屬結(jié)構(gòu)。

（3）2015年12月，中國商飛北京民用飛機技術(shù)研究中心完成了遠程寬體客機前期論證項目復(fù)合材料機身曲面加筋壁板工藝驗證件的研制。該壁板弧長6.05m、航向長度3.5m，由29根帽形長桁、6套“C”形隔框和連接角片組成，如圖10所示。帽形長桁采用熱隔膜預(yù)成型工藝，固化后的干長桁與AFP工藝鋪貼的濕蒙皮共膠接成型。該壁板是國內(nèi)第一件采用AFP工藝制備的大尺寸機身曲面壁板，為后續(xù)寬體客機型號研制在驗證工藝方案可行性和積累工藝參數(shù)方面奠定了基礎(chǔ)[15]。

圖10 寬體客機前期論證機身曲面加筋壁板Fig.10 Fuselage panel of earlier stage research for wide body aircraft

（4）中國商飛于2012年啟動了C919復(fù)合材料機翼研制攻關(guān)項目，以C919客機為平臺，全面開展復(fù)合材料機翼的設(shè)計分析、制造裝配和試驗驗證。2018年，C919復(fù)合材料機翼研制攻關(guān)項目典型盒段靜力和損傷容限試驗順利完成（圖11），這也是國內(nèi)首次干線飛機級復(fù)合材料機翼盒段靜力和損傷容限試驗。該項目形成了較為完整的復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計原則、強度分析方法和設(shè)計許用值數(shù)據(jù)庫，并首次在國內(nèi)民機重大預(yù)研項目中建立了復(fù)合材料機翼的“材料–設(shè)計–分析–工藝–裝配–試驗”全流程體系[16]。

圖11 C919復(fù)合材料機翼研制攻關(guān)項目典型盒段靜力和損傷容限試驗Fig.11 Static and damage tolerance tests of key projects of C919 composite wing box

（5）2018年底，由中國和俄羅斯聯(lián)合研制的CR929攻破關(guān)鍵技術(shù)難關(guān)，CR929寬體客機復(fù)合材料前機身攻關(guān)全尺寸筒段順利總裝下線（圖12），該全尺寸筒段長約15m，直徑約6m，環(huán)向壁板分為4塊，由縱縫拼接而成，最大框弧長約6m。該筒段的研制突破了壁板AFP工藝、全尺寸級長桁制造和裝配等技術(shù)難題，是國內(nèi)首次采用全復(fù)合材料設(shè)計理念開展的寬體客機機身大部段研制工作。

圖12 CR929飛機前機身攻關(guān)復(fù)合材料全尺寸筒段Fig.12 Composite forward fuselage of key projects for CR929 aircraft

CR929遠程雙通道寬體客機計劃在機翼及機身結(jié)構(gòu)上大面積使用復(fù)合材料，預(yù)計使用比例超過50%。此項目進一步提升了我國復(fù)合材料機身研制技術(shù)成熟度[17]。

其他飛機主制造商

1 俄羅斯聯(lián)合航空制造集團公司

由俄羅斯聯(lián)合航空制造集團公司（OAK）主持研制的干線客機MS–21（又稱MC–21）于2017年5月首飛。該機包括了MS–21–200（可搭載135人，航程6000km）和MS–21–300（可搭載163人，航程5900km）兩種型號，其復(fù)合材料用量均約40%，可實現(xiàn)機體減重10%～15%，應(yīng)用部位包括了外翼盒段、中央翼盒、襟翼、副翼、垂尾、平尾和發(fā)動機短艙[18–19]。

MS–21客機機翼壁板、翼梁和中央翼盒均采用了一種復(fù)合材料液體成型工藝：真空輔助樹脂傳遞模塑（Vacuum assisted resin transfer molding, VARTM）工藝，即模具型腔抽真空，使用液體樹脂以壓力注入干纖維然后成形，固化過程使用固化爐而不依賴熱壓罐。該工藝的實現(xiàn)得益于樹脂材料的進步，MS–21客機選用了由美國Cytec公司研發(fā)的中模高強碳纖維TX1100和EP2400樹脂，該樹脂體系采用先進的增韌技術(shù)，有效解決了樹脂韌性與黏度的矛盾，在提高樹脂韌性的前提下，可在低黏度狀態(tài)下保持足夠的工藝時間，使大尺寸制件的樹脂完全浸潤成為了可能。MS–21機翼翼盒如圖13所示[20]。

圖13 MS–21機翼翼盒Fig.13 Wing box prototype of MS–21 aircraft

MS–21機翼壁板蒙皮利用龍門立式自動鋪絲機在陰模鋪貼成預(yù)成型體。壁板長桁為“T”形截面，利用自動鋪絲機在“C”形陽模進行鋪貼，然后分切成兩個“L”形預(yù)成型體，組裝成“T”形長桁后，再與蒙皮組裝成壁板預(yù)成型體，轉(zhuǎn)移至樹脂熱注射設(shè)備進行注膠，注膠結(jié)束后進行固化爐成型。

MS–21機翼翼梁采用了上下緣條及腹板等厚結(jié)構(gòu)，翼梁不分段整體制造，如圖14所示[21]，翼梁最大厚度12mm，最小厚度4mm，首先在陽模上將碳纖維干絲鋪貼成預(yù)成型體，再通過轉(zhuǎn)移工裝轉(zhuǎn)到陰模后進行注膠及固化爐成型。

圖14 MS–21機翼翼梁Fig.14 Wing spar of MS–21 aircraft

MS–21客機是全球第一架采用非熱壓罐工藝（Out of autoclave）制造主承力結(jié)構(gòu)件的大型民機，零件最大尺寸達到了20m×4m。其工藝實現(xiàn)了大型加筋結(jié)構(gòu)的整體化成型，并具有設(shè)備投入少、能耗低、結(jié)構(gòu)減重效果好的優(yōu)勢，這也是MS–21客機的重要賣點之一[18–19]，但其也對成型模具提出了很高的要求，需要在工藝可操作性和結(jié)構(gòu)精度方面實現(xiàn)良好的平衡。

新MS–21客機裝備了俄羅斯自主研發(fā)的PD–14發(fā)動機，于2020年12月15日完成了首飛。由于國際形勢的變化，俄羅斯正開展碳纖維干絲和樹脂的自主研發(fā)，后續(xù)的MS–21客機將轉(zhuǎn)向俄羅斯國產(chǎn)的復(fù)合材料。

2 加拿大龐巴迪公司

C系列客機是龐巴迪公司研制的新型單通道窄體干線客機，市場定位為100～149座級的客機，于2013年9月首飛，包括108座的CS100和130座的CS300兩款機型，翼展35.08m。C系列客機的復(fù)合材料用量約為46%，應(yīng)用部位包括外翼盒段、中央翼、平尾、垂尾、機身尾段和尾錐等[22]。

C系列客機外翼盒段使用了具有專利的樹脂轉(zhuǎn)移注射（Resin transfer injection, RTI）工藝制造，材料為無屈曲織物（Non-crimped fabric, NCF），手工鋪貼蒙皮、長桁和翼梁的預(yù)成型體，然后將預(yù)成型體轉(zhuǎn)移至陰模，并在熱壓罐內(nèi)進行注膠及固化。

RTI工藝兼顧了液體成型工藝和熱壓罐固化的優(yōu)點，可進行復(fù)合材料制件整體化成型和復(fù)雜型面成型。熱壓罐的固化壓力可加速大尺寸結(jié)構(gòu)樹脂浸漬過程，并保證預(yù)成型體的質(zhì)量以及降低制件的孔隙含量。制件的纖維體積含量可通過注入樹脂的含量和熱壓罐壓力有效控制。

結(jié)論與展望

綜合大飛機的先進性、使用特性、制造技術(shù)水平和成本考量等因素，主承力結(jié)構(gòu)使用復(fù)合材料已是大勢所趨，且向著復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的整體化、大型化、制造與裝配自動化前進。出于經(jīng)濟性的考慮，以液體成型為代表的非熱壓罐制造工藝以其整體成型、復(fù)雜型面成型的能力和低能耗、低成本的優(yōu)勢必將成為飛機主承力結(jié)構(gòu)制造技術(shù)的主要發(fā)展方向。

先進復(fù)合材料作為我國的一項“卡脖子”技術(shù)，亟需突破復(fù)合材料應(yīng)用到主承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計分析、制造裝配、試驗驗證等關(guān)鍵技術(shù)，建立符合適航標準的大型民機復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)研制全流程。

我國通過民機型號研制以及一系列民機預(yù)先研究，已初步建立了“設(shè)計–制造–裝配–維修”的復(fù)合材料一體化概念和相配套的技術(shù)體系，但也面臨著材料體系單一、材料規(guī)范不全、材料性能數(shù)據(jù)積累不足、供應(yīng)鏈不完善等問題。

隨著國際競爭的加劇，先進復(fù)合材料作為我國的一項“卡脖子”技術(shù)，應(yīng)以“自主可控”為目標，盡快實現(xiàn)其國產(chǎn)化，并提升其設(shè)計分析、制造裝配、試驗驗證等關(guān)鍵技術(shù)的成熟度，建立符合適航標準的大型民機國產(chǎn)化復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)研制全流程。