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

先進復(fù)合材料具有高比強度、高比模量、耐高溫、耐腐蝕等優(yōu)異特性，以碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料為代表的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料是實現(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、研制生產(chǎn)、評價驗證及工程應(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、運行能耗大、成型效率低、構(gòu)件尺寸受限及工裝模具費用高等固有缺點，制造成本在總成本中所占比例高達70%～80%，嚴重制約了樹脂基復(fù)合材料的進一步擴大應(yīng)用［1－3］。

在航空領(lǐng)域，Airbus公司A350xwb客機復(fù)合材料用量達到53%，Boeing公司B787客機復(fù)合材料用量也達到了50%，美國F－22戰(zhàn)斗機復(fù)合材料用量超過25%，軍用直升機復(fù)合材料用量也達到50%以上［4］。針對未來第四代戰(zhàn)斗機結(jié)構(gòu)質(zhì)量系數(shù)27%～28%的設(shè)計目標(biāo)，復(fù)合材料構(gòu)件的用量必將再次提升。我國飛機中復(fù)合材料用量距離先進國家差距較大，主要應(yīng)用于飛機的尾翼、球面框、升降舵、方向舵、擾流板等次承力結(jié)構(gòu)，C919大型客機復(fù)合材料用量僅為12%。限制我國航空復(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。

在航天領(lǐng)域，歐、美等先進國家航天飛行器結(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)實現(xiàn)全復(fù)合材料整體制造，我國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，需要進一步拓展工藝適應(yīng)性與結(jié)構(gòu)適應(yīng)性較強的非熱壓罐成型工藝方法，滿足我國航空航天領(lǐng)域高端復(fù)合材料制造的迫切需求。基于預(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鋪放工藝基礎(chǔ)，同時能夠擺脫熱壓罐的設(shè)備尺寸限制及運行成本問題，實現(xiàn)復(fù)合材料在真空壓力下快速固化成型，同時相比于液態(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)等實際應(yīng)用問題，被視為最有可能大規(guī)模實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

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5%～10%，嚴重影響復(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)險較高。解決孔隙含量問題的主要技術(shù)途徑包括樹脂流動性調(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)的精確控制彌補低成型壓力對復(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“流動性可控”的特征，包括基體黏度與凝膠時間的精確控制，樹脂凝膠早期黏度較大(＞50 000 Pa·s)而阻礙基體滲透，利用未浸潤干纖維區(qū)進行揮發(fā)分及夾帶空氣的排除，臨近凝膠溫度黏度較小(＜3～5 Pa·s)而具有良好的流動性，保證基體對增強纖維的充分浸潤，同時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復(fù)合材料孔隙率的控制也具有重要作用。英國ACG公司開發(fā)一系列“流動性可控”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］人進一步對比了真空固化樹脂(MTM45－1)和熱壓罐固化樹脂(HexPly 8552)的流動性與工藝窗口，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］人報道了消泡劑對真空固化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 對比了完全浸潤預(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)計了部分浸潤預(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時間的真空，通常根據(jù)構(gòu)件的結(jié)構(gòu)形式保持幾小時至十幾小時不等，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)計與預(yù)浸工藝調(diào)控實現(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、強化浸潤、控制尺寸及樹脂含量等工藝問題，同時中/低溫固化預(yù)浸料對使用環(huán)境(溫度、濕度、時間)較為敏感，工藝性的變化會影響復(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)浸料隨貯存時間的延長而產(chǎn)生一定程度的預(yù)固化，會導(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)浸料的室溫貯存時間與玻璃化轉(zhuǎn)變溫度、固化度之間的關(guān)系，貯存時間超過56 d，Tg提高20～40℃，固化度增加10%～30%，孔隙率也超過2%，同時環(huán)境濕度的升高也會明顯縮短樹脂基體的凝膠時間。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。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，對樹脂潛伏性與增粘劑的設(shè)計提出了進一步要求。另外，預(yù)浸料的樹脂含量、纖維密度、單層厚度對復(fù)合材料構(gòu)件的尺寸精度、纖維含量及密實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)的負壓有利于樹脂進一步對干纖維區(qū)的浸潤，強化復(fù)合材料界面結(jié)合狀態(tài)。對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)壓實工序能夠減少夾帶空氣在預(yù)制體中形成的大孔同時提高真空排氣環(huán)節(jié)作用效果，通常預(yù)壓實層數(shù)為3～5層，預(yù)壓實時間為3～5 min，過度預(yù)壓實會造成真空排氣通道塌陷或閉合。雙真空袋法就是針對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)，單向板層間剪切強度為143.54 MPa，孔隙含量及層間剪切強度均達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)充分浸潤增強纖維，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間使得模具－構(gòu)件－空氣溫度三者間達到熱平衡，同時固化構(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8H5/Cycom5320復(fù)合材料壓縮強度的影響，層合板在93℃固化2 h，隨后在99～143℃進行后固化處理，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，針對典型結(jié)構(gòu)形式進行大量的工藝驗證，逐步探索預(yù)浸料－真空固化技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的進一步應(yīng)用。

表1 典型VBO樹脂體系及主要特點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)合材料樣機的工藝可行性驗證。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，進一步對樣機主承力結(jié)構(gòu)的應(yīng)用可行性進行驗證，但是預(yù)浸料的鋪覆黏性和室溫貯存壽命尚未達到理想狀態(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，正處于工藝驗證與性能評價階段，擬針對未來大型復(fù)合材料構(gòu)件的低成本制造展開進一步的應(yīng)用。目前，歐、美等國已經(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。

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最早用于驗證預(yù)浸料真空固化工藝在飛機復(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)動機反推罩、副翼與襟翼、整流罩等結(jié)構(gòu)，未來A320等型飛機中類似的復(fù)合材料構(gòu)件也正處于應(yīng)用驗證階段，構(gòu)件孔隙率能夠控制在1%以內(nèi)，預(yù)計制造成本降低約70%，同時MTM44－1材料體系結(jié)合自動鋪帶技術(shù)制備了14 m復(fù)合材料翼梁，嘗試在機翼主承力結(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，先進復(fù)合材料貨運飛機(ACCA)采用MTM45－1制造18 m全復(fù)合材料機身結(jié)構(gòu)，ACCA驗證機于2009年首飛成功，全復(fù)合材料機身的金屬零件用量僅為原狀態(tài)的10%，制造和裝配成本顯著降低［23］。

美國Aurora Flight Sciences公司采用真空固化技術(shù)制備了Phantom Eye無人機11.6 m翼梁驗證件，再次驗證VBO復(fù)合材料在機翼主承力結(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)用驗證，應(yīng)用于飛機復(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)用對象主要是針對復(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)機的機頭、主機身和機尾均采用Cycom5320預(yù)浸料－真空固化工藝制造，其中9.1 m主機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)浸料制備機翼蒙皮驗證件，如圖8所示，驗證預(yù)浸料－真空固化技術(shù)在大型客機中的應(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的翼身整流罩驗證件上進行了應(yīng)用驗證，復(fù)合材料固化后回彈較小，對于復(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等小型飛機復(fù)合材料構(gòu)件的制造，該類飛機幾乎全部采用復(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，進一步計劃制造典型航空驗證件。

2.2 在航天領(lǐng)域應(yīng)用現(xiàn)狀

在航天領(lǐng)域，美國Delta－3運載火箭就開始驗證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)使用航天運輸機是典型低成本設(shè)計理念的航天飛行器，機身外蒙皮采用改進型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運載火箭整流罩結(jié)構(gòu)直徑Φ5.5 m，總長度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)計要求［圖12(c)］，構(gòu)件最大測試載荷比預(yù)期高25%，測試后未發(fā)現(xiàn)損傷和永久變形［圖12(d)］，同時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)件的工藝與性能驗證工作，例如大型復(fù)合材料乘員艙、Φ10 m量級的整流罩及有效載荷支架等。我國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)用評價驗證工作，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)備運行及工裝模具成本。國外在航空航天大型復(fù)合材料構(gòu)件的研制方面已經(jīng)取得突破性進展，一些主承力構(gòu)件的應(yīng)用正處于驗證階段，預(yù)計很快將進入工程應(yīng)用階段。目前，我國預(yù)浸料－真空固化技術(shù)相比于國外先進水平仍存在較大差距，材料體系與工藝方法等方面需要進一步突破。

(1)樹脂基體方面，針對中/低溫固化樹脂體系流動性與反應(yīng)性控制，在保證復(fù)合材料基本性能要求的基礎(chǔ)上進一步拓寬樹脂基體的工藝窗口與室溫貯存特性，延長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)展機遇期，隨著材料體系高性能化、鋪貼工藝高自動化、固化方式高效率化的進一步提升，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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