熱塑性復(fù)合材料構(gòu)件的制備及其在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用

胡記強(qiáng)，王 兵，張涵其，劉安康

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001)

0 引言

隨著人類科技的快速發(fā)展，航空航天、武器裝備等高精尖領(lǐng)域越來越受到人們的重視，尋找一種輕質(zhì)、高模量、高強(qiáng)度的材料已經(jīng)成為許多科研工作者的研究方向[1-2]。纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料能夠結(jié)合單個(gè)組份材料的特性來提高其性能或擴(kuò)展其功能。與傳統(tǒng)材料相比，它們具有強(qiáng)度高、質(zhì)量小、耐高溫、耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn)。纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料根據(jù)樹脂基體的不同，主要分為熱塑性樹脂基復(fù)合材料和熱固性樹脂基復(fù)合材料。其中熱塑性樹脂是高分子量聚合物，不同于熱固性樹脂，加工后不形成剛性的三維交聯(lián)化學(xué)結(jié)構(gòu)，而是一種物理狀態(tài)的變化。這使得熱塑性樹脂易于再熔融和再成型，但傳統(tǒng)熱固性樹脂是無法實(shí)現(xiàn)的。正是由于此原因，熱塑性樹脂作為先進(jìn)復(fù)合材料的基體，目前已成為纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料研究的主流。有關(guān)熱塑復(fù)合材料的制造方法可以利用其再熔融和再成型的特點(diǎn)，可以實(shí)現(xiàn)不同于熱固性復(fù)合材料的制備和加工方式，特別是實(shí)現(xiàn)修復(fù)和連接。

與常規(guī)的纖維增強(qiáng)熱固性復(fù)合材料(如環(huán)氧樹脂)相比，纖維增強(qiáng)熱塑性塑料的優(yōu)勢(shì)[3]有：1)輕質(zhì)高強(qiáng)。熱塑性復(fù)合材料的密度(1.1～1.6 g/cm3)僅為鋼材的1/5～1/7，比熱固性復(fù)合材料輕 1/2～1/4，具有較高的比剛度和比強(qiáng)度。 2)無限的保質(zhì)期。由于熱塑性樹脂不會(huì)通過化學(xué)反應(yīng)固化，因此不必將其存儲(chǔ)在冰柜中。熱塑性樹脂常溫環(huán)境下已經(jīng)開始進(jìn)行物理“固化”，并根據(jù)需要使用加熱和加壓使其形成最終的形狀。 有效的無限保質(zhì)期是一個(gè)很大的優(yōu)勢(shì)，避免了材料壽命和存儲(chǔ)方面的問題。3)廣泛的制造選擇。熱塑性復(fù)合材料可采用多種制造方法，包括模壓成型，拉擠成型，長絲纏繞和注塑成型。此外，由預(yù)浸熱塑性樹脂的增強(qiáng)纖維制成的預(yù)浸料也可用于按照熱固性熱壓罐加工制造零件。4)加工時(shí)間短。所選擇的制造工藝直接關(guān)系加工時(shí)間的長短。在某些工藝中，生產(chǎn)中唯一的限制因素是材料的加熱和冷卻速度，而材料的固化時(shí)間較短。5)抗沖擊性能優(yōu)異。與未增韌環(huán)氧樹脂相比，熱塑性樹脂具有優(yōu)異的韌性，但必須強(qiáng)調(diào)，熱塑性樹脂改進(jìn)后的沖擊性能不一定完全轉(zhuǎn)化為由樹脂制成的復(fù)合材料的沖擊性能。6)可再成型及可修復(fù)。在高于熱塑性樹脂熔融溫度的溫度下，樹脂將流動(dòng)并可重新形成另一種形狀。更引人注目的是，也可以利用這一特性通過高溫和高壓實(shí)現(xiàn)材料的修復(fù)。7)耐化學(xué)性。例如聚醚醚酮(PEEK)和聚苯硫醚(PPS)等熱塑性樹脂對(duì)許多化學(xué)十級(jí)均表現(xiàn)出優(yōu)異的抵抗力，這使得熱塑性材料成為許多化學(xué)環(huán)境的理想材料。

1 熱塑性復(fù)合材料的成型工藝

1.1 模壓成型

復(fù)合材料的模壓成型首先是將預(yù)浸料在熱壓機(jī)上加熱，使溫度升至成型溫度，然后閉合模具加壓并保持一段時(shí)間，最后冷卻脫模，如圖1所示。模壓成型的工藝參數(shù)主要包括溫度、壓力和時(shí)間，這些參數(shù)與選用的熱塑性樹脂類型、最終制品的形狀密切相關(guān)。其主要優(yōu)點(diǎn)是設(shè)備簡(jiǎn)單，操作方便，傳熱效率高，成型溫度及壓力調(diào)控及時(shí)靈活。

圖1 復(fù)合材料模壓成型示意圖 Fig.1 Molding press process of composite materials

唐榮華等[4]采用正交試驗(yàn)和單因素試驗(yàn)方法研究了不同工藝參數(shù)對(duì)長玻璃纖維增強(qiáng)聚丙烯復(fù)合材料(LGFRP)模壓制品的基本力學(xué)性能及其性能穩(wěn)定性的影響。結(jié)果表明，工藝參數(shù)對(duì)力學(xué)性能的影響度大小受工藝條件的影響，并且細(xì)化成型工藝可提高LGFRP熱模壓制品的力學(xué)性能與熱模壓工藝的穩(wěn)定性。

國內(nèi)外關(guān)于模壓工藝也進(jìn)行了一定的研究與應(yīng)用，如德國KraussMaffei公司研發(fā)出熱塑性預(yù)浸板材熱壓成型工藝，該工藝采用連續(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性預(yù)浸板材，通過紅外加熱軟化后，直接模壓成型，生產(chǎn)速度可達(dá)6～8秒/件；用來固定空客A330/A340飛機(jī)室內(nèi)側(cè)壁板的碳纖維/聚醚酰亞胺橫桿扣件裝置、飛機(jī)吊頂?shù)蔫鞐l和加固件及結(jié)構(gòu)部件等。

1.2 自動(dòng)纖維鋪放原位固化工藝

自動(dòng)纖維鋪放原位固化工藝是指復(fù)合材料在一層一層預(yù)成型階段，引入相應(yīng)的固化源，使最上面幾層跟著固化。它結(jié)合預(yù)成型和固化工藝為一體，使零件鋪放成型的同時(shí)固化也會(huì)完成。原位固化工藝能大大降低復(fù)合材料制造成本，在尺寸大和厚的復(fù)雜形狀復(fù)合材料零件制造中的優(yōu)勢(shì)突出[5]。鋪絲原位固化工作原理如圖2所示。

目前常用的原位固化成型的固化方式主要有兩大類：輻射固化(電子束、γ射線/X 射線、紫外光等)和熱固化(紅外線/激光、微波、熱氣、火焰、感應(yīng)加熱、超聲加熱、電阻加熱等)。

圖2 自動(dòng)纖維鋪放原位固化成型示意圖Fig.2 Schematic diagram of automatic fiber placement (AFP) in-situ curing process

1.3 真空袋模壓成型工藝

以熱固性復(fù)合材料熱壓罐成型為基礎(chǔ)，一種新型的適合于熱塑性樹脂基復(fù)合材料的真空袋模壓成型工藝被開發(fā)，如圖3所示。真空袋模壓成型是一種成本較低的簡(jiǎn)便成型方法。預(yù)浸料鋪層放在模具上后， 利用真空袋及密封膠密封，然后對(duì)預(yù)浸料鋪層加熱、抽真空，預(yù)浸料在大氣壓力及溫度作用下成型，冷卻后脫模即可得到所需形狀的制品[6]。目前該成型工藝已廣泛應(yīng)用于航空、航天器件的制造。

圖3 真空袋模壓成型示意圖Fig.3 Illustration of vacuum bag molding process

1.4 樹脂注射成型工藝

樹脂注射成型也稱為樹脂傳遞模塑，是一種從熱固性樹脂基復(fù)合材料RTM成型工藝演化而來的成型方法，如圖4所示。在成型制品時(shí)，首先將纖維層狀物或預(yù)成型物鋪放在模具上，然后將熔融的樹脂通過開口通道注入鋪有纖維層狀物或預(yù)成型物的模腔中。當(dāng)樹脂充滿模腔后，將模具溫度提高到固化溫度，保壓固化完成后，將模具進(jìn)行降溫、開模即得到最終制品[6]。該方法工藝流程相對(duì)繁瑣，工藝成本較高，但可以制備形狀較為復(fù)雜的結(jié)構(gòu)件。

圖4 樹脂注射成型流程圖Fig.4 Flow chart of resin injection molding process

2 熱塑性復(fù)合材料構(gòu)件的制備

高性能熱塑性復(fù)合材料是指用高強(qiáng)玻璃纖維、芳綸纖維和碳纖維增強(qiáng)耐高溫?zé)崴苄詷渲膹?fù)合材料。在高性能熱塑性復(fù)合材料中常見的纖維形式包括短纖維、無捻紗、混雜纖維、纖維布、纖維氈等。在最終制品中，纖維可能以短纖維(0.2～0.7 mm)、中長纖維(10～30 mm)、連續(xù)纖維等各種長度形式存在[7]。常見的高性能熱塑性復(fù)合材料基體材料包括聚醚酰亞胺(PEI)、聚醚醚酮(PEEK)、聚苯硫醚(PPS)等，且不斷有新的高性能樹脂出現(xiàn)。本文以AS4級(jí)碳纖維增強(qiáng)高性能聚醚醚酮(CF/PPEK)熱塑性復(fù)合材料為原料，采用模具熱壓成型工藝制備了幾種不同的CF/PEEK熱塑性復(fù)合材料構(gòu)件。該工藝具有流程簡(jiǎn)單、成型速度快、質(zhì)量高、工藝成本低等優(yōu)點(diǎn)，符合航空航天等領(lǐng)域?qū)に嚨南冗M(jìn)性和經(jīng)濟(jì)性的要求，適合工程化批量化生產(chǎn)。

2.1 熱塑性復(fù)合材料π型件的制備

CF/PEEK復(fù)合材料π型件的工藝流程主要為：1)首先制備CF/PEEK熱塑性復(fù)合材料層合板；2)根據(jù)異形件的結(jié)構(gòu)尺寸對(duì)CF/PEEK復(fù)合材料層合板進(jìn)行切割；3)將切割后的CF/PEEK復(fù)合材料層合板在烘箱中加熱至熔點(diǎn)(380～390℃)；4)將加熱后的CF/PEEK復(fù)合材料層合板快速轉(zhuǎn)移至安裝在熱壓機(jī)上已經(jīng)預(yù)熱好的模具上，加壓成型，冷卻脫模、裁剪邊角毛料獲得異形件。異形件模具如圖5所示。

圖5 CF/PEEK復(fù)合材料π型件的制備模具Fig.5 Fabrication mould of π-shaped component of CF/PEEK composites

在制備前期出現(xiàn)如下問題：1)CF/PEEK復(fù)合材料π型件難以脫模。在模具設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)，要考慮到碳纖維放的負(fù)熱膨脹特性，預(yù)留充足的脫?？臻g。2)CF/PEEK復(fù)合材料π型件表面撕裂。研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)π型件表面鋪層為±45°時(shí)，會(huì)造成面板上表面沿45°纖維方向裂開，并且臨近表面鋪層延寬度方向收縮。經(jīng)分析，原因?yàn)樯媳砻孀冃巫畲螅依w維方向與變形方向不一致導(dǎo)致開裂。此外，在變形過程中，上表面存在較大的拉伸變形，由于表面±45°層的原因，上表面材料難以抵抗在拉伸變形中產(chǎn)生的剪切作用，產(chǎn)生了頸縮現(xiàn)象，因而表面鋪層易采用0°鋪層。3)CF/PEEK復(fù)合材料π型件表面褶皺、 輕微翹曲。制備過程中發(fā)現(xiàn)如果按照計(jì)算的厚度制備復(fù)合材料層板，進(jìn)而熱變形會(huì)導(dǎo)致π型件面板下部產(chǎn)生褶皺。其原因在于，一是在熱變形過程中，材料整體在長度方向上被拉伸，寬度不變，由此在厚度上會(huì)產(chǎn)生缺料的情況；二是在使用初始模具加工時(shí)，無法很好地對(duì)面板施加載荷，導(dǎo)致π型件上面板成型質(zhì)量不高，易出現(xiàn)輕微翹曲。因此，在制備π型件時(shí)要適當(dāng)添加鋪料層數(shù)，并且在模具設(shè)計(jì)上要考慮施壓足夠的成型壓力以保障成型質(zhì)量。

針對(duì)上述問題，對(duì)π型件模具進(jìn)行了改進(jìn)。改進(jìn)后的模具如圖6所示，由此制備的異形件如圖7所示。該異性熱塑性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件可以用作航天航空飛行器連接支架，與傳統(tǒng)熱固性復(fù)合材料相比，具有成型周期短、韌性好、抗疲勞特性好、可重復(fù)利用等優(yōu)點(diǎn)。

圖6 改進(jìn)后的π型件模具Fig.6 Improved fabrication mould of π-shaped component

圖7 CF/PEEK復(fù)合材料 π型件Fig.7 The π-shaped component of CF / PEEK composites

基于CF/PEEK 復(fù)合材料π型件的制備過程，設(shè)計(jì)了CF/PEEK復(fù)合材料的工字型支架的成型模具，如圖8 (a)所示。采用相似的工藝，制備了CF/PEEK復(fù)合材料工字型支架，如圖8 (b)所示。

(a) CF/PEEK復(fù)合材料工字型支架成型模具

(b) CF/PEEK復(fù)合材料工字型支架圖8 CF/PEEK 復(fù)合材料工字型支架Fig.8 I-shaped support of CF/PEEK composites

2.2 熱塑性復(fù)合材料點(diǎn)陣空間結(jié)構(gòu)的制備

考慮首次探索CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣空間結(jié)構(gòu)的制備工藝，并結(jié)合CF/PEEK復(fù)合材料的可反復(fù)加熱成型的特性，設(shè)計(jì)了一種點(diǎn)陣芯子，其單胞結(jié)構(gòu)形式如圖9所示?；谀＞邿釅褐苽涔に?，設(shè)計(jì)的制備CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣芯子的模具如圖10所示，由上下模具、兩個(gè)限位銷和兩個(gè)定位銷組成。

圖9 點(diǎn)陣芯子的單胞結(jié)構(gòu)Fig.9 Unit cell structure of lattice cores

圖10 CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣芯子的制備模具Fig.10 Fabrication mold of CF/PEEK composite lattice cores

CF/PEEK點(diǎn)陣芯子制備工藝流程大致如圖11所示。1)熱壓模具預(yù)處理。在熱壓之前，先用丙酮對(duì)模具進(jìn)行清洗，然后將脫模劑均勻涂抹在模具表面。2)制備CF/PEEK復(fù)合材料板。 3)利用高壓水切割機(jī)，將CF/PEEK復(fù)合材料板切割成梯形網(wǎng)。4)固定模具。將步驟1中處理后的上模具固定在熱壓機(jī)上面板上，下模具放在壓機(jī)下面板上但不固定，借助限位銷進(jìn)行預(yù)合模以保證上下模具完全對(duì)齊，以此確定下模具的位置。5)將步驟3中切割好的CF/PEEK復(fù)合材料板梯形網(wǎng)的表面也涂上脫模劑，將其放置在下模具上，用模具上的定位銷對(duì)其定位，防止熱沖壓過程中CF/PEEK復(fù)合材料板梯形網(wǎng)左右移動(dòng)。6)對(duì)模具進(jìn)行預(yù)熱，溫度設(shè)定在380～390℃，待模具溫度達(dá)到設(shè)定溫度后，保溫5 min左右以保證CF/PEEK復(fù)合材料板梯形網(wǎng)充分軟化，然后快速合模，進(jìn)行沖壓成型。隨后在保壓狀態(tài)下自然冷卻至室溫，脫模得到CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣芯子，如圖12所示。

圖11 CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣芯子制備工藝流程Fig.11 Fabrication process of CF/PEEK composite lattice cores

圖12 制備的CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣芯子Fig.12 CF/PEEK composite lattice cores

傳統(tǒng)的點(diǎn)陣夾芯結(jié)構(gòu)對(duì)于面板和芯子的連接一般采用金屬焊接(金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu))或膠接(熱固性復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu))，焊料和膠接劑的引入都會(huì)額外增加結(jié)構(gòu)質(zhì)量。本文利用CF/PEEK復(fù)合材料具有可反復(fù)加熱、熔融連接的特性，在面板和點(diǎn)陣芯子的連接問題上摒棄了傳統(tǒng)的連接方式，提出了一種熱壓連接技術(shù)，無需引入任何輔助的連接材料。針對(duì)此連接技術(shù)，設(shè)計(jì)了一套面芯連接輔助裝置，如圖13所示。由此制備的CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)，如圖14所示。

圖13 CF/PEEK復(fù)合材料面芯連接的輔助裝置Fig.13 Auxiliary device for CF/PEEK composite facesheet-core connection

圖14 CF/PEEK復(fù)合材料點(diǎn)陣夾芯結(jié)構(gòu)Fig.14 CF/PEEK composite sandwich structures with lattice cores

3 高性能復(fù)合材料構(gòu)件在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用

高性能復(fù)合材料具有輕質(zhì)高強(qiáng)、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、熱穩(wěn)定性好和耐疲勞/腐蝕性等優(yōu)點(diǎn)，這是傳統(tǒng)的航空航天結(jié)構(gòu)材料(如鋼、鋁合金、鈦合金)無法復(fù)制且無可比擬的[8]。作為航空航天工業(yè)發(fā)展的關(guān)鍵材料，多年來由高性能復(fù)合材料制備的構(gòu)件已在航空航天領(lǐng)域大顯身手。

3.1 國外應(yīng)用現(xiàn)狀

在航空領(lǐng)域，減小機(jī)身質(zhì)量以節(jié)約燃油和提高運(yùn)營效益一直是飛機(jī)制造商追求的核心目標(biāo)之一。民用客機(jī)最為典型的成功案例當(dāng)屬波音787夢(mèng)幻客機(jī)和空客A350 XWB客機(jī)。每架波音787客機(jī)包含約32 000 kg 的CFRP復(fù)合材料，由23 t碳纖維制成，占飛機(jī)結(jié)構(gòu)總質(zhì)量的50%[9]。圖15為波音787客機(jī)的CFPR機(jī)身，可以看到其內(nèi)部包含蒙皮和許多縱橫交錯(cuò)的復(fù)合材料筋條和曲梁。為了與波音787相競(jìng)爭(zhēng)，空客公司開發(fā)了A350 XWB客機(jī)，其CFRP復(fù)合材料采用比例高達(dá)53%，包括外部和中心翼箱(蓋、桁條、翼梁)、機(jī)身(蒙皮、框架、龍骨梁和后機(jī)身)和尾翼(水平和垂直尾翼)[10]。特別是機(jī)身部分采用四面板結(jié)構(gòu)組裝而成，如圖16所示，這樣可以更好地控制制造的公差并提高運(yùn)營服役過程中的可修復(fù)性。在直升機(jī)方面，灣流G650型高端商務(wù)公務(wù)機(jī)的水平尾翼和垂直尾翼是由CF/PPS 熱塑性復(fù)合材料構(gòu)件焊接而成[11]，如圖17所示。美國Automated Dynamics公司采用碳纖維/熱塑性復(fù)合材料制造了軍用直升機(jī)尾梁[12]，如圖18所示，其質(zhì)量比現(xiàn)有的鋁制設(shè)計(jì)小30%。

(a) CFRP機(jī)身

(b)機(jī)身內(nèi)部細(xì)節(jié)[8]圖15 波音787夢(mèng)幻客機(jī)Fig.15 Boeing 787 Dreamliner

(a) 1/4機(jī)身

(b)組裝機(jī)身[8]圖16 空客A350XWB機(jī)身Fig.16 Airbus A350XWB fuselage

圖17 灣流G650商務(wù)公務(wù)機(jī)尾翼[11]Fig.17 The rear wing of the Gulfstream G650 business jet[11]

(a) 外部視圖

(b) 內(nèi)部視圖圖18 軍用直升機(jī)尾梁[12]Fig.18 The tail beam of military helicopter[12]

在航天領(lǐng)域，美國大力神-4、歐洲織女星、日本的M-5等運(yùn)載火箭的發(fā)動(dòng)機(jī)殼體均采用了日本東麗和美國赫氏碳纖維制備的高性能復(fù)合材料。此外，對(duì)于復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)最典型的應(yīng)用是俄羅斯運(yùn)載火箭Proton-M。Proton-M是俄羅斯商業(yè)太空計(jì)劃的基本運(yùn)載器，用于發(fā)射各種用途的國際衛(wèi)星。截至目前，已經(jīng)進(jìn)行了300多次成功的發(fā)射，包括發(fā)射Kosmos、Ekran、Raduga、Gori-zont衛(wèi)星進(jìn)行月球、火星、金星和哈雷彗星探測(cè)，以及軌道站Salyut和Mir，空間段Kvant、Kvant-2等[13]。有效載荷連接配件(適配器)是Proton-M火箭的主要結(jié)構(gòu)之一，提供了火箭和航天器之間的接口。傳統(tǒng)的適配器多采用鋁制合金材料，如圖19(a)所示。隨著現(xiàn)有航天材料和技術(shù)的發(fā)展，新型的CFRP點(diǎn)陣圓錐殼適配器被開發(fā)用于Proton-M火箭，如圖19(b)所示。相比于原有的鋁制合金適配器，其質(zhì)量減小了60%，成本降低了30%。此外，Proton-M火箭的上級(jí)間段(圖20)和下級(jí)間段(圖21)也采用了CFRP點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)，這些CFRP點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的應(yīng)用顯著降低了火箭的質(zhì)量和發(fā)射成本，并且大幅提升了火箭的有效運(yùn)載能力。

(b)CFRP點(diǎn)陣圓錐殼圖19 Proton-M火箭適配器[13]Fig.19 Proton-M rocket adapter[13]

(a) 內(nèi)部視圖

(b) 外部視圖圖20 Proton-M火箭的上級(jí)間段[13]Fig.20 The upper interstage of Proton-M rocket[13]

(a) 內(nèi)部視圖

(b) 外部視圖圖21 Proton-M火箭的下級(jí)間段[13]Fig.21 The lower interstage of Proton-M rocket[13]

現(xiàn)有航天器的發(fā)展模式是地面制造，由火箭發(fā)射至軌道后進(jìn)行展開、組裝，受運(yùn)載火箭及技術(shù)水平所限，建造空間太陽能電池陣、空間大型天線及空間平臺(tái)等大型設(shè)施十分困難，甚至技術(shù)上無法實(shí)現(xiàn)。隨著載人航天、深空探測(cè)以及地外行星基地空間大型設(shè)施建造需求日益迫切，迫切需要突破傳統(tǒng)地面制造—空間應(yīng)用的模式，以實(shí)現(xiàn)空間大型結(jié)構(gòu)的在軌制造技術(shù)。針對(duì)這一技術(shù)難題，航天公司Tethers Unlimited Inc (TUI) 和商業(yè)人造衛(wèi)星公司Space Systems Loral (SSL) 聯(lián)合研發(fā)了名為SpiderFab的機(jī)器人，并獲得了美國國家航空航天局NASA的支持。為了實(shí)現(xiàn)大型空間結(jié)構(gòu)的大尺寸且質(zhì)量小的制造要求，復(fù)合材料空間點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)被確定為在軌制造的主要結(jié)構(gòu)形式，且高性能CF/PEEK熱塑性復(fù)合材料被考慮為首選材料。圖22(a)為SpiderFab機(jī)器人制造用于支撐太陽能電池陣列的大型高性能CF/PEEK空間點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的構(gòu)想(縮比樣品如圖22(b)所示)[14]，預(yù)期這種CF/PEEK復(fù)合材料空間點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)可使在軌制造大型太陽能電池陣列支撐結(jié)構(gòu)的每單位質(zhì)量剛度提高一個(gè)數(shù)量級(jí)。

(a) 用于支撐太陽能電池陣列的大型高性能桁架結(jié)構(gòu)

(b) CF/PEEK空間點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)[14]圖22 SpiderFab機(jī)器人在軌制造桁架結(jié)構(gòu)的構(gòu)想Fig.22 Concept for on-orbit fabrication of truss structure using SpiderFab robot

3.2 國內(nèi)應(yīng)用現(xiàn)狀

近年來，為了追趕國際航空的發(fā)展水平，我國在民用航空和軍用航空領(lǐng)域也取得令人矚目的成就。就高性能復(fù)合材料的應(yīng)用而言，目前民用航空以C919中型客機(jī)為代表，尋求與空客A320系列和波音737競(jìng)爭(zhēng)。C919在雷達(dá)罩、機(jī)翼前后緣、翼身整流罩、后機(jī)身、尾翼等主承力和次承力結(jié)構(gòu)上均使用了復(fù)合材料，占全機(jī)結(jié)構(gòu)總質(zhì)量的11.5%[15]。在C919的成功研制基礎(chǔ)上，我國又開始研制CR929遠(yuǎn)程寬體客機(jī)，對(duì)標(biāo)波音787和空客A350，預(yù)期其復(fù)合材料使用量將達(dá)到50%。目前CR929的全尺寸(15 m×6 m)復(fù)合材料機(jī)身壁板工藝件已試制成功[16]，如圖23(a)所示。此外，CR929的前機(jī)身復(fù)合材料全尺寸筒段(15 m×6 m)也已順利實(shí)現(xiàn)總裝下線[17]，如圖23(b)所示。這標(biāo)志著我國CR929關(guān)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的研制取得了重要的突破。軍用飛機(jī)方面，我國目前復(fù)合材料使用量最高的戰(zhàn)機(jī)是殲-20，其復(fù)合材料使用量達(dá)到20%左右，且采用的是T700級(jí)碳纖維，領(lǐng)先F-22的T300材料技術(shù)水平，但復(fù)合材料用量仍比F22低了6%。此外，我國在殲-10C、殲-16以及直-10、直-20、攻-11等軍用飛機(jī)上也應(yīng)用了一些高性能復(fù)合材料。

(a) 機(jī)身壁板工藝件[16]

(b) 前機(jī)身筒段[17]圖23 CR929全尺寸復(fù)合材料部件Fig.23 Full-size composite parts for CR929

除了航空領(lǐng)域，高性能復(fù)合材料因輕質(zhì)高強(qiáng)、耐高溫、抗沖擊與輻射等優(yōu)勢(shì)，一直是我國航天型號(hào)主承力結(jié)構(gòu)部件和關(guān)鍵防熱部件的首選材料。早在20世紀(jì)80年代，我國CZ-2C、CZ-2E、CZ-3A運(yùn)載火箭的衛(wèi)星接口支架和有效載荷支架(前后端框、環(huán)框、殼段、彈簧支架、井字形梁)均采用了碳纖維高性能復(fù)合材料[18]。進(jìn)入21世紀(jì)后，隨著我國經(jīng)濟(jì)和科技實(shí)力的不斷飛躍，航天運(yùn)載火箭事業(yè)進(jìn)入快速發(fā)展的階段。CZ-5運(yùn)載火箭的芯二級(jí)箱間段采用高性能復(fù)合材料倒錐形結(jié)構(gòu)，大端直徑5 m，小端直徑3.35 m。CZ-5B運(yùn)載火箭采用耐高溫高性能復(fù)合材料和近百層增強(qiáng)布自主研制出一種新的發(fā)射平臺(tái)防護(hù)板，不僅能扛住火箭尾焰2 500℃的高溫，還可重復(fù)利用多次。CZ-11運(yùn)載火箭采用碳纖維高性能復(fù)合材料打造了一副“黑色鎧甲”—全復(fù)合材料整流罩，這種整流罩不僅強(qiáng)度剛度大且質(zhì)量小，提高了火箭的運(yùn)載能力。更為重要的是它解決了傳統(tǒng)金屬整流罩易變性難以裝配的難題。此外，為了和美、俄等國家競(jìng)爭(zhēng)搶占太空制高點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭自由進(jìn)入太空，我國提出了研制CZ-9重型火箭，預(yù)期在2028年左右實(shí)現(xiàn)首發(fā)。為了減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量，CZ-9運(yùn)載火箭的推進(jìn)劑儲(chǔ)箱將使用輕質(zhì)高強(qiáng)度的鋁鋰合金，而級(jí)間段和整流罩同樣選擇了采用高性能復(fù)合材料。

高性能復(fù)合材料是關(guān)系國家戰(zhàn)略安全的新型材料之一，其研制和應(yīng)用水平是反映一個(gè)國家的航天航空發(fā)展水平的重要指標(biāo)。目前我國在航空航天復(fù)合材料設(shè)計(jì)制造方面與國際先進(jìn)水平還有差距，特別是美國和日本仍處于頂尖地位。我國尚處于追趕的上升階段，隨著我國復(fù)合材料科技事業(yè)的不斷發(fā)展，這一差距正在日益減小。

4 結(jié)論

本文介紹了纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料的優(yōu)勢(shì)及一些成型工藝。利用模具熱壓成型制備工藝并結(jié)合CF/PEEK復(fù)合材料的可再加熱成型可熔融連接特性，探索并完成了CF/PEEK復(fù)合基本材料π型件、工字梁和點(diǎn)陣夾芯結(jié)構(gòu)的制備。這為CF/PEEK復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的制備及應(yīng)用提供了一定的指導(dǎo)意義。另外，隨著航天運(yùn)載器對(duì)高性能、低成本的迫切需求，先進(jìn)熱塑性復(fù)合材料必將在很多領(lǐng)域內(nèi)逐步替代現(xiàn)有的金屬材料和一些熱固性復(fù)合材料，成為推動(dòng)我國航空航天事業(yè)發(fā)展的重要利器之一。