复合材料由于高比强度、高比刚度、性能可设计、抗疲劳性和耐腐蚀性好等优点，因此越来越广泛地应用于各类航空飞行器,大大地促进了飞行器的轻量化、高性能化、结构功能一体化。复合材料的应用部位已由非承力部件及次承力部件发展到主承力部件，并向大型化、整体化方向发展，先进复合材料的用量已成为航空器先进性的重要标志。复合材料整体成型是指采用复合材料的共固化（Co-curing）、共胶接（Co-bonding）、二次胶接（Secondary bonding）或液体成型等技术和手段，大量减少零件和紧固件数目，从而实现复合材料结构从设计到制造一体化成型的相关技术。在复合材料结构的设计和制造过程中，将几十甚至上百个零件减少到一个或几个零件，减少分段、减少对接、节省装配时间，可大幅度地减轻结构质量，并降低结构成本，而且充分利用了固化前复合材料灵活性的特点。国内外航空领域广泛地采用整体成型复合材料主构件，如诺?格公司的B2轰炸机、波音（Boeing）公司的787飞机和洛?马公司的F35战斗机均在机身和机翼部件中大量运用整体成型复合材料，整体成型结构已经成为挖掘复合材料结构效率，实现复合材料功能结构一体化以及降低复合材料制造成本的大方向。

一、复合材料整体成型技术的优点

复合材料构件逐渐向整体化和大型化的结构发展成为必然趋势，复合材料整体成型技术具有诸多优点，对于扩大复合材料在航空领域的应用具有深远的意义。

1.降低复合材料构件的制造成本

由于整体化成型技术将诸多零件通过共胶接、共固化、二次胶接等方式整合成一个或几个零件，减少了结构的分段和对接从而大幅度地减少结构质量。由于复合材料的成本最后是以单位质量进行计量，因此减轻质量一定会带来成本降低的直接效应。

2.降低装配成本，提高装配的效率和质量

整体成型技术可将几十万个紧固件减少到几百或几千个，从而可大幅度地减少结构质量，降低装配成本，进而降低制件总成本。众所周知，在复合材料承力结构的机械连接中，所用紧固件特殊，多为钛合金紧固件，成本较高；施工中钻孔和锪窝难而慢，须用特殊刀具，容差要求严、成本高；装配中要注意防止电化腐蚀，必须湿装配，耗时费力、成本高。大量减少紧固件的结果必然减轻结构因连接带来的增重，减少诸多因连接带来的种种麻烦，最终获取的效益是降低成本。在装配阶段，由大型连接而成的部件或整体制造的大型零部件减少了劳动力，消除或显著减少了配合孔的数量，同时还具有减重、取消轴向接头、减少装配误差等益处。另外，零部件数量的减少使供应链的复杂性和装配流程也有所简化。这些对于装配效率的提高以及制件的最终质量的提升都有重要的贡献。

3.有利于实现高度翼身融合的设计

翼身融合就是将机翼和机身融为一体，进行整体结构设计和整体制造。由于复合材料整体成型技术的发展，使得翼身融合设计更易实现。如美国的无人作战飞机X45-A，即采用高度翼身融合体的无尾式飞翼布局，复合材料占机体结构的比例超过50%，大部分构件由整体成型技术；另外无人作战飞机 X-47A 采用高度翼身融合体的无尾飞翼式布局，全机结构由复合材料制成，全机结构由复合材料制成，沿中轴线上下分4大块制成，充分发挥了复合材料整体成型的技术优势。

4.有效降低雷达反射面积，提高飞行器隐身性能

由于采用整体成型的复合材料结构，大大减少了传统机身结构上存在着大量的缝隙、台阶、紧固件头，同时整体成型更有利于机身的扁平设计与制造，这将有效降低飞机雷达反射面积。同时采用整体成型技术，可以将吸波材料融合在机体结构外表和内部，实现机体结构对雷达波的吸收，亦可以提高飞机的隐身性能。

二、复合材料整体成型技术工艺手段

一般说来，航空领域复合材料整体成型的工艺手段主要包括预浸料—热压罐法和液体成型。

1.  预浸料—热压罐法

（1）  共胶接

共胶接也叫胶接共固化，是指一个或多个已经固化成型与另一个或多个尚未固化的预成型件通过胶粘剂，在一次固化工艺中固化并胶接成1个整体制件的工艺方法。

其优点在于：可以保证先固化零件质量，降低了制造整体化结构的风险，工艺可靠性增加；先固化一个或多个零件，降低了工艺难度；在胶接共固化过程中属于软配硬组合，固化零件与未固化零件配合协调性好，胶接质量有保证。其缺点主要表现在：与共固化相比，多一次固化，工艺成本相对较高；制造周期相对较长。

（2） 共固化

共固化是指2个或2个以上的预成型件经过同一固化一次固化成型为一个整体构件的工艺方法。

共固化的优势在于：只需要一次固化过程，工艺经济性好；不需要装配组件间的协调；共固化构件的结构整体性好。其局限性主要表现在：共固化对模具设计、制造的精度要求严格，模具一般采用复合材料模具或殷钢模具，模具成本高；共固化对树脂的工艺性要求比较高，适合中、低温及小压力条件下固化的树脂体系，对于夹层结构构件共固化成型要求树脂粘性较大；共固化构件工艺技术要求颇高，工艺风险较大；共固化构件的尺寸精度控制难,不适合结构复杂的构件。

（3）  二次胶接

二次胶接是指将2个或多个已固化的复合材料零件通过胶接而连在一起的工艺方法。

二次胶接工艺方法的优点在于：二次胶接无应力集中现象，提高结构的疲劳寿命；二次胶接不需要钻孔，结构完整性好，密封性能好；零件分次固化，工艺风险小。其主要缺点有：与共固化相比，固化次数相对多了2次，经济性较差；复合材料构件与金属零件胶接热应力大；二次胶接对复合材料构件表面状态( 如清洁程度、配合间隙、铺层角度等) 要求高，对操作环境要求也比较高。

2.  液体成型法

（1）  RTM

树脂转移模塑( Resin Transfer Molding，RTM)，是一种在模具型腔内铺置纤维增强预制体，利用真空或注射装置提供的压力将专用树脂注入闭合的模腔内浸润预制体，进行固化成型和脱模的液体成形工艺方法。

RTM主要优点有: RTM 成形工艺适合尺寸大、结构比较复杂的构件；RTM 成形工艺近净形化能力强； RTM工艺成型的构件内外表面尺寸精度高，重现性好，孔隙率低，性能稳定； RTM成形工艺可适用于多种形式的纤维增强材料；RTM成形工艺减少环境污染，环卫条件好； RTM 成形工艺最适合于批生产量在中等规模的构件。由于降低了成型压力，总投资低于缠绕、模压成形等工艺。

其主要不足之处在于： RTM 成 形 工 艺 对 纤 维 浸 渍 不 够 充 分； RTM成形工艺需要专用的树脂基体; RTM 成形工艺需用设计和制造要求高的闭合模具。

（2）  RFI

树脂膜熔渗工艺( Resin Transfer Molding，RFI) ，是一种将专用热固性树脂膜放在预制体下，用真空袋封装代替另一边模具，放入烘箱或热压罐中在温度和压力作用下树脂膜熔化流动浸渍预制体，完成充模并升温固化成型的液体成形工艺方法。

该工艺方案优点有: RFI成形工艺适用于制造大型复合材料构件和形状复杂的构件；RFI 工艺成型的构件纤维含量高、孔隙率极低、工艺重现性好； RFI 工艺成型压力低，生产周期短，劳动强度低，对模具材料和设备要求低；RFI 成形工艺不需制备预浸料，挥发份少，环境健康条件好。其不足之处在于：RFI成型工艺对树脂膜的要求比较高，适用的树脂种类较少。

(3)VARI

真空辅助成形工艺( Vacuum Assisted Resin Infusion，VARI)，是一种在真空状态下排除纤维增强预制体中的气体，通过树脂流动、渗透、对预制体浸渍，并在室温下固化或在烘箱内加热固化成形的液体成形工艺方法。

该工艺方案的优势有: VARI工艺适合成型大厚度、大尺寸的复合材料构件；仅需要在真空条件下不漏气的单面模具；VARI 成形工艺不需要额外成型压力，仅需要用密封真空袋保证的真空度，制造成本较低；VARI 成形工艺作业温度低，经高温处理后可在较高温度下使用;VARI工艺成形的构件力学性能较好、纤维含量较高、孔隙含量低；VARI 成形工艺设备投资低、设备使用费用低、生产周期短、能源消耗低、人工费用低。其缺点在于： VARI 成形工艺对树脂基体的要求较严格。

三、复合材料整体成型技术在航空领域的应用

1 .国外复合材料整体成型技术在航空器上的应用

美国最新装备的F-35 战斗机大量使用复合材料，为达到高度的翼身融合设计，采用了左右上蒙皮与机身为一体的翼身融合壁板，整个壁板采用采用整体化成型技术制造（如图1所示）。

图1  F-35翼身融合壁板

美国全球鹰战略无人侦察机翼（如图2所示）结构采用4梁式承扭盒，翼展超过34 m，主结构采用预浸料热-压罐固化成型，梁和蒙皮分别固化后二次胶接，无紧固件，简化了密封和装配，提高飞机的隐身性。

图2  全球鹰机翼整体化制造

日本F2战机共用18%的复合材料，其机翼、垂尾、平尾等都采用复合材料结构，其中机翼壁板采用共固化技术，将蒙皮、梁和肋铺叠完成后共固化，实现综合减重约250kg，突出显示出整体成型技术的减重优势。

AV8B前机身采用整体化成型技术，将零件数由237减少到88件；连接件数由6 400个减少到2 450个。B-2隐形轰炸机（如图3所示）整个机身，除主梁和发动机机舱使用的是金属材料外，其它部分均由高性能复合材料构成，其机翼和翼身融合的一体化壁板采用共固化技术成型，壁板上共固化有多个翼肋和前后梁，总面积为19.8m×3.66m。采用这样的整体成型技术，实现了高度翼身融合，使整机体外形光滑圆顺，毫无“折皱”，大大减少了雷达波反射。

图3  B-2隐形轰炸机

在民机方面，A340垂直安定面较早地采用了整体成型技术，零件数2 000件减少到100件，简化了装配流程。美国雷神公司首相Ⅰ号7座公务机机身采用复合材料整体化成型技术，零件数16 000件减少到6 000件，极大地减少了紧固件的使用，大大降低了装配成本，减轻了质量，提高了疲劳寿命。

B787大型客机（如图4所示）复合材料用量达到机体机构重量的50%。波音（Boeing）公司针对机身的整体筒状结构，设计了一种可360°旋转的筒状组合式工装，在工装上相对于机身帽型长桁位置开设了长桁凹槽，先将预制好的帽型长桁毛坯件放入壁板工装的长桁内槽中，然后放入支撑用的芯模，而蒙皮采用纤维丝束铺放技术制造。蒙皮与长桁采用共固化或二次胶接成型，整体成型的机身段省去1 500块铝合金板料零件和4万～5万个连接件。

图4  B787机身整体化成型

B787机翼翼展最长可达63m（如图5所示），为复合材料加筋壁板结构。采用共胶接整体成型。工型长桁先固化成型并机械加工到净尺寸，然后与铺叠好的机翼蒙皮胶接成型，通过高强度胶黏剂来提高长桁与蒙皮之间的界面强度。这种方案的优点是长桁成型工装相对简单易操作，能较好控制固化过程中的变形，制造风险相对较低。

图5  B787共胶接成型机翼

而另一大型飞机生产商Airbus公司为抗衡Boeing的B787，研发的A350XWB客机（如图6所示）复合材料用量达到52%，且大量采用整体成型技术。A350XWB的复合材料机身非筒段，而是分成了4块相比B787机身段更长的条状壁板，机身中段最长达到20 m。机身壁板工装开设定位成型帽型长桁的凹槽，蒙皮采用纤维丝束铺放制造，与长桁共固化成型，然后机械装配成筒段，减小了机身制造的难度和风险。

图6  A350XWB机身成型

而A350XWB机翼长32 m，翼根部分宽6 m，重约2 t，是现有的最大的复合材料构件。

A350XWB（如图7所示）机翼壁板上的长桁总长度约300 m，也是采用与蒙皮共胶接整体化成型工艺制造（如图8所示）。其制造具体流程为：先采用自动铺带技术将预浸料铺叠成平板状，然后依据长桁外形尺寸裁剪成条状，在特殊成型工具将条状毛坯料制成长桁最终形状，然后热压罐固化成型。将成型后的长桁人工铺敷胶黏剂后，利用激光定位设备在未固化的蒙皮上定位，最终共胶接整体成型。

图7  A350XWB中机身共固化制造

图8  A350XWB机翼共胶接制造

2. 国内复合材料整体成型技术在航空器上的应用

随着我国航空领域飞机设计水平的逐步提高和新型复合材料的不断出现，复合材料逐步应用于主承力构件。当前，先进复合材料整体构件已在我国自主设计的军民机上，包括鸭翼、垂直安定面、水平安定面、升降舵及方向舵等构件进行批量应用，可以大幅度提高我国航空复合材料技术水平，尤其在无人机领域，复合材料整体构件应用更为广泛。随着复合材料应用的越来越广泛，整体成型技术在国内复合材料航空构件研制过程中越来越成熟。

国内飞机运用整体化成型的复合材料构件包括整体化机身，机身球面框、尾椎壁板、机翼、平尾、垂尾和鸭翼等部件（如图9所示）。

整体化机身结构、C919机身球面框、复合材料尾椎壁板

图9  国内飞机整体化制造技术实例

国内在复合材料整体成型技术方面的研究日臻成熟，已成功采用共胶接、共固化和二次胶接等技术研制出大尺寸复合材料加筋壁板，包括帽型加筋壁板、工型加筋和T型加筋壁板、多墙整体壁板/盒段，突破了大型、多曲面、变厚度、异型长桁类复合材料构件的成体成型技术。同时研发团队开发了可实现“零吸胶、常温加压”工艺的环氧和双马来酰亚胺预浸料，突破了大尺寸/整体化复合材料构件成型时温差大、加压窗口对构件质量影响的技术瓶颈，为大尺寸/整体化复合材料构件的制造奠定了基础。

当然，和欧美等发达国家相比，我国航空复合材料整体成型技术的运用相对较少，工艺技术水平相对较低，自动化水平相对低下，制件质量及性能有待提升，研制成本相对较高。为了应对航空制造业的发展要求，应该大力开展整体成型技术的相关研究，以实现复合材料整体成型技术的跨越式发展。

三、复合材料整体成型技术应用存在的问题

复合材料整体化成型技术的应用大大促进了航空复合材料的运用和航空工业的发展。通过对复合材料整体成型技术的分析和评估，现阶段复合材料整体化技术的运用也存在一些问题。

一般而言，整体成型中用到的模具较复杂，需要关注分体模和整体模的设计以及模具定位精度的控制。对于大尺寸整体构件往往需要殷瓦钢模具，成本较高。在整体化技术不太成熟，应用经验不够成熟时，往往会增加制造过程中的质量风险，造成后期维修的困难，反而不利于成本的降低。同时对于整体化蜂窝夹层结构工艺方法有共固化和二次胶接，共固化工艺中，树脂流动性太好会造成流胶过多导致面板贫胶，成型压力过大则容易造成上面板凹陷，蜂窝失稳，滑移；压力较小容易造成面板缺陷及弱胶接。为了有效控制成型质量，须根据结构及材料体系来合理制定工艺。二次胶接中也易产生骨架与蒙皮间隙配合不好造成应力集中，胶接过程中产生过多热应力以及蜂窝滑移等问题。

从国内外整体化复合材料构件的研制和生产应用来看，主要采用预浸料-热压罐工艺。

基于整体构件的尺寸相对较大，这就需要昂贵的大型热压罐，这就导致前期投入的设备成本极高，而且日常的维护费用也不菲。因此，在确定零部件进行整体成型时，需要考虑适应于更大型结构件成形的热压罐的高造价问题，同时还有设备采购、建造、安装和后期维护的问题。所以在复合材料构件整体化过程中面对价格高昂的大型热压罐，需要寻求减少或淘汰热压罐使用的工艺技术，包括开发低压低温固化的材料体系及其工艺，开发低成本、低孔隙率的液体成型技术。

最后，随着整体化成型技术的成熟，大型航空复合材料构件在装配过程中需考虑子系统的集成时运载装置的问题和集成安装的问题。通常采用分段装配，装配线比较容易铺展开来，各种加工操作有足够的空间。采用整体结构后，装配空间有限，这势必延长系统及零部件安装的进程。整体化构件同时对装配的要求越来越高，以及要求装配工序的容错率极低。同时考虑到航空部件全球化生产的现状，整体化、大型化的构件对于运输和周转提出了更高的要求，在运输和周转过程的风险也增大。使用整体结构件带来的另一个问题是，在飞机装配或使用过程中维修费用增加。在目前分段式制造过程中，如果某部件损坏，只需在生产流程的下游用新部件替换，整个装配流水线就可继续生产；而如果一个大型整体结构损坏，除非更换整个受损结构，否则整个装配线就得停下。在飞行器使用过程中，大型整体结构部件的相关维修或更换费用更高，维修的周期也会延长。

四、结语

总之，航空复合材料构件逐渐向整体化发展已经成为必然趋势。一方面整体化和大型化能更好发挥复合材料的优点和特点，能够进一步减轻质量，提高构件质量，减少紧固件数量，降低装配成本；同时，复合材料的设计和制造特点也便于实现构件的整体化。在航空产品中使用复合材料整体化技术所带来的效益已获得广泛共识，整体化成型技术所运用的工艺方法也越来越多，越来越趋向自动化，如自动铺丝、自动铺带技术的运用。在国内外各型飞机上，整体成型技术已经运用到机身、机翼等主承力构件的制造中。当然复合材料整体成型技术的运用也存在着一些技术和制造成本的问题，这也将推动复合材料整体成型技术向高效、自动化、低成本方向发展。