先进复合材料飞机发展探秘

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1、先进复合材料先进复合材料飞机发展探秘飞机发展探秘 提要提要 与传统上飞机使用的铝合金相比，复合材料不仅重量轻、强度好、劲度高、 还耐热、耐腐蚀，又有很好的抗疲劳性，因此在讲求性能的军用飞机上应该是最 受欢迎的材料。 但事实上军用飞机上的复合材料使用重量百分比与人们预期的有 很大的出入，原因在于复合材料价格较贵，而且航空工业界对复合材料也没充分 信心。为鼓励航空工业界广泛使用复合材料，美国空军在 2009 年试飞了一架几 乎全复合材料的货机，希望建立起工业界对复合材料的信心，进而开发出性能卓 越的新航空器。 复合材料是由强度较高的纤维（fiber）与强度低但能使纤维维持于一定位 置的基体（mat

2、rix）材料所组成。纤维使基体的强度增加，而基体又将纤维固结 在一起，使各纤维平均分担负载，并保护纤维免于外界的机械性或化学性磨损， 二者相得益彰。日常生活中我们常看见的钢筋混凝土就是复合材料的一种，其中 钢筋就是纤维，而混凝土就是基体。复合材料会因不同的纤维成份而有不同的性 能，即使同一成份的复合材料，由于纤维在基体中排列方向的不同，也会显示出 千差万别的性能， 人们就是利用这种差异使复合材料可以充分发挥其独特的性能， 这是金属材料万万不及的。 纤维+基体=复合材料 发展简史发展简史 复合材料在飞机上的运用早在第二次世界大战时就开始了， 当时的飞机雷达 罩就是用玻璃纤维强化塑料（Fiberg

3、lass-Reinforced Plastic）制造的，但这 只是普通的复合材料。复合材料发展到今天，先进复合材料已成为主流，这种材 料主要是由碳纤维（石墨纤维）、硼纤维、陶瓷（ceramic）纤维等，与环氧树 脂（epoxy）、聚珗亚胺树脂（polyimide）等基体所组成的复合材料。 P-61 的透明玻璃纤维强化塑料雷达罩 先进复合材料的发展，始于 20 世纪 60 年代对纤维丝（filament）及积层板 （lamina）的研究，当时美国对复合材料的结构零件的设计与制造也不遗余力大 力开发， 这些努力的成果就是首次应用在 F-14 生产型水平尾翼上的硼纤维/环氧 树脂复合材料蒙皮，皮与金

4、属件相比，重量减轻 18%。此时复合材料的应用只是 作为金属的代用品，用在不承受主要负载的次要结构处，这样既能拥有复合材料 的轻重量优点， 也比较能得到航空工业界低风险要求的认同。 因此在随后几年中， C-5 前缘缝翼 （slat） 、 F-4 的方向舵、 F-5 的襟翼、 F-111 的扰流板 （spoiler） 、 F-15 的减速板、B-1 的武器舱门、C-17 的副翼、F-16 的起落架舱门等，纷 纷使用先进复合材料来减轻结构重量。 当时航空工业界仍在摸索复合材料的特性， 因此这些零件都不是主结构，以避免在大负载下影响飞行安全。 F-15E 的平尾和减速板采用了复合材料蒙皮 1958

5、年，美国俄亥俄州克里夫兰市（Cleveland）的帕马技术中心（Parma Technical Center），物理学家贝肯（Roger Bacon）发现了高性能碳纤维。在 之后几年里，中心的科学家就开发出一套制造方法，把人造丝（rayon）经由热 拉伸 （hot-stretching） 方式， 让碳纤维分子对齐而增加纤维的劲度 （stiffness） ， 制造出高模数（high-modulus）的碳纤维。 AV-8B 的复合材料翼盒（wing box） 20 世纪 60 年代中期，日本和英国的研究人员相继开发出不需热拉伸，而是 经由氧化 （oxidize） 再碳化 （carbonize） 聚

6、丙烯晴 （Polyacrylonitrile， PAN） 纤维，就可制出高强度（high-strength）、高模数的碳纤维。20 世纪 70 至 80 年代中期，由于碳纤维/环氧树脂在性能和价格上都比硼纤维/环氧树脂优异，所 以成为最受欢迎的复合材料原料，被用于 F-15、B-1、F-16 的生产型结构件上。 1978 年，碳纤维复合材料开始用于制造战斗机主结构，如 F-18 和 AV-8B 的翼盒 （wing box），和金属件比较，这两种翼盒各减轻了 11%和 17%的重量。先进复 合材料在早期应用于美国军机的情况请参见下表。 美国生产型战斗机零件金属/复合材料重量比较 结构件位置 金属

7、件重量（磅） 复合材料件重量（磅） 降低重量百分比 后机身 F-111 平尾 1142 866 24 F-14 平尾 1005 825 18 F-15 平尾 527 395 25 F-5 垂尾 119 85 30 机翼 AV-8B 机翼 1143 949 17 F-18 机翼 1843 1641 11 机身 AV-8B 前机身 229 171 25 B-1 机背纵梁 1485 829 44 控制面 F-5 襟翼 34 25 26 B-1 襟翼 87 73 16 F-4 方向舵 64 42 20 其它位置 C-5 前缘缝翼 241 190 21 B-1 前缘缝翼 74 61 18 F-15 减速

8、板 112 89 21 A-7 减速板 123 74 40 F-111 扰流板 20 17 15 F-16 起落架舱门 53 42 20 B-1 武器舱门 147 129 12 这个时期复合材料在飞机结构上的应用取得了长足的发展， 格鲁曼 （Grumman） X-29 前掠翼验证机、比例复合材料公司（Scaled Composites）不需空中加油就 能环球飞行的“航行家”（Voyager）、贝尔-波音 V-22“鱼鹰”（Osprey）倾 转旋翼机由于特殊的要求，也只有复合材料才能适用。X-29 的机翼蒙皮是由单 向性（unidirectional）复合材料预浸布（pre-impregnate

9、d）沿不同方向一层 层粘贴而成，让机翼结构具有各向异性（anisotropic）特性，以满足气动发散 （divergence）和颤震（flutter）的需求。“航行家”使用了碳纤维蜂窝夹芯 结构，在轻重量下提供足够的强度与劲度，让飞机起飞时所携带的燃油足足达到 结构重量的十倍以上。“鱼鹰”的结构重量中复合材料占了 42%，其复合材料轭 架（yoke）是连接桨叶和旋转枢轴（rotor hub）的关键零件，承受桨叶的离心 力和升力、传送发动机的扭力到桨叶、允许桨叶的挥舞（flapping）、调整桨叶 的倾角（pitch）。这几种飞机都极端依赖复合材料的优异特性，来满足其设计 要求。 V-22 的复

10、合材料轭架 只有复合材料才能满足 X-29A 前掠翼验证机的机翼气动设计要求 借助复合材料，“航行家”成为了飞行油箱 20 世纪 90 年代， 先进复合材料的发展重点是在维持结构性能不变的条件下， 降低制造成本。以前的复合材料设计及制造，都只是把复合材料当成金属的替代 品。制造出来的零组件仍用固定件（fastener）相互接合，大幅抵销了复合材料 轻重量的优点，组装复合材料零件耗费人力较多，也推高了整体成本，因此这个 时期的发展重心在于把复合材料的制造及组装成本， 降低到低于金属零件的程度。 20 世纪 90 年代初， 美国空军研究实验室 （Air Force Research Laborat

11、ory） 了解到与传统金属材料比较， 先进复合材料虽然具有大幅减轻飞机结构重量的潜 力，但航空工业界却不愿使用，仅少量应用于新研制的飞机中。例如在 F-22 项 目初期，预定复合材料使用量会占全机重量的一半，但最后实际使用量只占全机 重量的四分之一。虽然美国当时一些其它的战斗机如 F-15、F-16、F-18 都已有 少量使用复合材料的先例，但 F-22 在考虑复合材料结构的制造成本后，还是降 低了原定的使用量。为了消除航空工业界对先进复合材料成本高昂的顾虑，美国 空军研究实验室启动了复合材料可负担性倡议（Composites Affordability Initiative-CAI）。 可负

12、担性倡议可负担性倡议 CAI 团队发现要降低使用复合材料的成本，关键因素就是要降低结构组装成 本。军用飞机有着数以千计的结构件，并用数以万计的固定件完成组装，而钻这 些固定件孔及安装固定件最耗费人力。如果能以一体成形方式造出结构零件，并 以胶结（bond）方法相互接合，结构组装的费用就能大幅度降低。因此 CAI 的目 标，就是要让航空工业界对复合材料大型胶结式结构的强度建立足够的信心。 在为期十多年的项目过程中， 复合材料可负担性规划团队针对一体成形结构 和 胶 结式结构，完成两项重 要的技术开发真空辅助树脂转注成 模 （Vacuum-assisted Resin Transfer Moldi

13、ng）以及 形接头（Pi joint）。 真空辅助树脂转注成模多年来被广泛用于大型游艇制造上， 是把干燥的复合 材料纤维布叠放在模具（mold）内，通过略低于大气压的真空压力，把液态树脂 灌入复合材料纤维叠层间，再低温（相对于热压炉（autoclave）内温度而言） 固化（cure）的一种工艺，和传统的把复合材料放入热压炉加以固化的方式相比 较有两个很大的优点一、不需要热压炉，因此可省下不少的设备投资成本，零 件尺寸也不会被热压炉的大小所限制； 二、 典型的真空辅助树脂转注成模程序中， 树脂是在较低的温度固化， 夹持零件的工具采用中等密度的纤维板 （fiberboard） 即可，不必使用热压炉

14、中所需的耐高温材料。 真空辅助树脂转注成模所需的真空压力只需要抽干塑料薄膜中的空气就能获得 真空辅助树脂转注成模工艺中的真空压力不到 1.05 千克/平方厘米， 远小于 热压炉内 7.03 千克/平方厘米的压力，无法充分挤压复合材料纤维布，因此会有 多余的树脂残留在叠层间。与热压炉比较，此工艺制出的复合材料零件一般会较 厚、较重。但大尺寸热压炉的设备投资成本相当昂贵。NASA 为固化一个直径 10 米的太空发射载具桶形复合材料结构，曾建造了一座直径 12 米，长 24 米的热压 炉，事后检讨直接制造成本大约是 4000 万美元，但安装及后续操作、维持经费 则高达 6000 万美元。由于国防经费

15、逐年紧缩，美国国防部对未来武器研制要求 是必须时间短、价格便宜，所以美国空军认为只有发展上述不需热压炉 （Out-of-autoclave）的复合材料制造工艺，才能满足这两项要求。 NASA 耗资巨大的热压炉 虽然航空工业界多年来也有真空辅助树脂转注成模的使用经验， 但都用在次 要结构上，CAI 需要证明这种工艺也能有效应用在主要结构的制造上。CAI 为此 制造了各种全尺寸飞机结构零件，包括类似 F-35 的一体式前机身、机翼、垂直 尾翼；类似 X-45A 的油箱及机翼贯穿结构（wing carry-through）；类似 X-45C 的机翼；C-17 运输机的加劲蒙皮主轮舱门，以验证该工艺做

16、出的结构零件，不 论在复合材料内的纤维含量还是每片材料的厚度都能和热压炉零件相媲美。 CAI 开发的类似 F-35 的机翼结构 类似 F-35 的垂尾结构 类似 F-35 前机身的座舱结构 类似 X-45A 的油箱及机翼贯穿结构 类似 X-45C 的机翼 现役 F-18“大黄蜂”战斗机和“全球鹰”（Global Hawk）无人机已经使用 了胶结式结构接头， 但航空工业界由于过去的经验对此种接合方式还是不太放心， 主要原因就是很难分辨胶结“良好”与胶结“不良”的差别， 阻碍了这种结构接 合方式广泛应用。 CAI 在胶结式结构的研究成果主要是 形接头，是一种剖面形状类似希腊 字母 的加劲结构，可与机体蒙皮及其搭接结构同步固化（co-cure）或是同步 胶结 （co-bond） 。 形接头具有许多优点首先是提供结构余裕度 （redundancy） ， 形接头的两根垂直凸缘，作用类似双搭接剪力（double lap shear）接头， 可增加与搭接结构（如梁、肋、保形框、加强条等）胶结的面积，形成强 固的传力接合件； 形接头