热塑性复合材料在飞机上的应用_热塑性复合材料的应用

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热塑性复合材料在飞机上的应用

张磊 杨卫平 张丽

Ｔhe applications of Thermoplastic matrix Composite on aircraft

（中航工业一飞院，西安）

摘要：阐述了热固性复合材料的缺点，分析了热塑性复合材料的优势，并介绍了其在国内、外军用飞机和民用飞机上的应用情况，指出了国内外的差距，最后对国内纤维增强热塑性复合材料的发展提出了建议。

Abstract: In this study we analyzed the disadvantage of thermosetting matrix composites, the advantage of thermoplastic matrix composites and introduced the applications of thermoplastic matrix composites on aircraft.In addition we pointed out the gap and summarized the research orientation of thermoplastic matrix composites.关键词： 热塑性、热固性、聚醚醚酮、聚苯硫醚、抗冲击性

Keywords: Thermoplastic、Thermosetting、PEEK、PPS、impact resistance

复合材料按树脂类型可分为热固性复合材料和热塑性复合材料。目前国内外飞机上，大量使用的复合材料为热固性复合材料，包括机翼、机身等主要承力构件。但是热固性复合材料通常采用热压罐生产工艺，成型时间长，而且在材料运输、存储、工艺准备、实施等方面要求都比较严格，因此生产成本比较高。另外热固性复合材料对冲击比较敏感，设计和使用时要重点考虑冲击对结构性能的影响。而热塑性复合材料在这些方面都有一定优势，所以近年来其逐步受到重视[1]。热塑性复合材料的优点

与热固性复合材料相比，热塑性复合材料主要有以下优点：

（1）韧性、损伤容限性能、抗冲击，抗裂纹扩展等性能较好。由于热塑性树脂分子链的运动能力比热固性树脂强得多，因此热塑性树脂的韧性普遍要高很多，有利于改善复合材料的抗冲击损伤能力。以碳纤维/聚醚醚酮(PEEK)树脂复合材料为例，其压缩后冲击强度（CAI）值高达342 MPa，与第一代环氧复合材料170 MPa，增韧环氧复合材料250 MPa的平均水平相比，优势明显；

（2）成型周期短，生产效率高，节约成本。热固性复合材料主要的成型方法是预浸料/热压罐工艺，热压罐固化消耗大量的能源和时间，增加制造成本，而热塑性复合材料的成型过程仅仅发生加热变软和冷却变硬的物理变化，只需升温、加压成型、冷却即可完成制备过程，可采用热压成型工艺，故成型周期短、生产效率高、成本低。另外，热塑性复合材料在材料运输、存储、工艺准备、实施等比热固性复合材料要求低，因此生产成本更低。两种材料生产制造对比见下表1；

[2～5]

表1 热固性和热塑性复合材料对比

属性

热固性复合材料

热塑性复合材料

材料普通运输

1、室温存储，一般库房即可；

2、材料力学性能寿命无要求；

3、工艺实施无特殊要求；

1、材料无需回暖处理；

2、预浸料或板材无需保护；

3、材料准备在一般环境；

1、预浸料CNC，板材水切割；

2、材料可以回收利用；

1、板材热压成型；

2、无辅助材料，制造节拍5分钟

1、脱模及完成零件制造；

2、表面质量完好，无需打磨；

3材料运输 材料低温运输，并需要温度监控

1、低温存储，-18℃以下存储；

材料存储

2、材料力学性能寿命，一般12个月；

3、工艺性能寿命，一般240小时；

1、材料回暖处理；

工艺准备

2、预浸料需要衬纸保护；

3、材料准备需在净化间内完成；

1、预浸料剪裁自动下料机；

材料切割

2、边角余料不可利用

1、手工或自动铺叠；

工艺实施

2、真空加热固化，制造节拍8小时；

1、裁真空袋、工装清理；

后续处理

2、表面有需打磨处理

（3）实现结构减重。热固性复合材料的密度为1.7～2.0g/cm，而热塑性复合材料的密3度为1.1～1.6g/cm，密度较热固性复合材料小，因此，采用热塑性复合材料具有一定的减重优势；

（4）具有重塑性，可以循环利用，提高零件的修理性，降低报废率，废料也可回收。热塑性复合材料在成形过程中是一个简单的相变过程(即熔融和凝胶)，可二次加工；

（5）良好的耐热性能。以环氧树脂为代表的热固性复合材料长期使用温度最高可达130℃，而某些热塑性复合材料的长期使用温度可达250℃以上，并且耐水性极优，可在湿热环境下长期使用。例如：PEEK树脂的耐热性达220℃，用30%碳纤增强后，使用温度可提高到310℃，可用于某些特殊环境。

因此，热塑性复合材料在飞机结构中的应用，可以缩短零件的制造周期，提高其结构的抗冲击性能，减轻结构的重量，减少飞机的生产和使用成本。国内外飞机应用情况

自20世纪60年代以来，高性能连续纤维增强热塑性复合材料就受到欧美日等发达国家的重视。但长期以来，制约热塑性复合材料在民机上应用的主要原因有以下两个：（1）预浸料制造困难，材料成本高；（2）制件制造成型需要高温高压，对设备和辅料要求高。从20世纪80 年代开始，以美国为主导的西方国家进行了一系列旨在提高热塑性复材预浸料的制造水平、降低制件制造成本的研究计划，并最终取得大量的研究成果，为高性能热塑性复合材料在民机上的应用推广奠定了基础。英国帝国化学公司、德国巴斯夫公司、美国杜邦公司等开发了多类热塑性树脂，经波音、空客、洛克希德、福克等制备成飞机蒙皮、整流罩、升降舵等制件并且进行了飞行试验, 证明了热塑性复合材料不仅强度、刚度满足要求, 而且具

[6]有更好的韧性和损伤容限性能。目前常用的先进热塑性树脂主要有: 聚醚醚酮(PEEK)、聚苯硫醚(PPS)、聚醚酰亚胺(PEI)等。

2.1 国外飞机应用情况

热塑性复合材料（TPC）在飞机应用上的巨大潜质，其在国外飞机上的应用如下：（1）机翼前缘

A340-500/600机翼前缘的J字型结构件，它代替原来由5段铝件组成的D型构件，由

[7～13]长度2.5m和3.2m两段组成，是福克特殊飞机公司制造的，采用荷兰TenCate Composite公司的Cetex玻璃纤维/聚苯硫醚（PPS）薄膜“半预浸料”经过预先压实成板（每块板由5层预浸料组成），然后模压成肋及加强件。层合板的尺寸为1.2m×3.6m。玻璃纤维与PPS之间用一种专利化合物粘结。玻璃纤维/PPS材料放入热压罐内，在300℃以上高温固结。自A340-600用于验证航线飞行的首次试飞以来，尚未发现新的机翼前缘出现任何故障。这是热塑性复合材料在民机上首次大规模应用。

A380的机翼前缘也采用热塑性复合材料，如下图1所示，采用了多肋设计理念和用TenCate 公司的玻璃纤维/聚苯硫醚（PPS）制成，相应的选材及加工方式与A340-600类似。

图1 A380机翼固定前缘 Fig.1 Leading edge of A380

(2)舵面结构

新型湾流G650 公务机（JEC2010 创新奖得主）的方向舵和升降舵就是感应焊接的多肋扭力盒结构（见下图2）。感应焊接是由KVE 复合材料集团的荷兰专家开发，并由福克航空结构件公司实现工业化的一项技术。这种碳/PPS(TenCate 先进复合材料公司)的多肋设计比此前的碳/环氧树脂夹层结构重量降低10%、成本降低20%。

图2 湾流G650方向舵 Fig.2 rudder of G650(3)舱内地板

空客A400M运输机的驾驶舱地板使用了碳纤维/PPS，如下图3所示。其尺寸3.05m3.06m，是目前最大的碳纤维热塑性航空结构之一。

图3 空客A400M驾驶舱地板

Fig.3 floor of A400M(4)机身连接零件

空客A350客机机体上应用量最大的是机身连接零件。这些零件位于机身11段到15段，连接机身复合材料壁板与内部的复合材料框架结构。这些零件使用碳纤维/PPS材料，外形各异，通过先进的集成化单元完成制造，每个单元都拥有执行材料运输的机器人夹持系统、执行材料预热的红外加热器以及执行材料固化的液压式热冲压机。空客A350热塑性连接角片部位见图4所示。

图4 空客A350热塑性连接角片部位

Fig.4 clips of A350(5)主承力件应用

2009年欧盟启动 “热塑性经济可承受性航空主结构”（TAPAS）项目，目的是为空客公司开发TPC平尾扭矩盒和机身结构，进一步增加TPC在当前和未来飞机上的应用比例，如A320neo客机。项目将分为两个阶段，在2017年完成，目标是两个构件的材料、制造工艺、设计概念和模具设备达到技术成熟度分别达到4级和6级。项目的第一阶段是采用碳纤维/PEKK材料开发主承力结构，项目制造的TPC平尾扭矩盒和机身验证件分别达到了技术成熟度3级和5级，已于2013年完成。TPC平尾扭矩盒基于G650的平尾中央部分重新设计，展长12m，其中，蒙皮厚度从2～8mm之间变化，采用单向预浸带制造。由于TPC固有的韧性能更好地阻止裂纹扩展，能够将蒙皮设计得更薄，因此与热固性复合材料构件相比，该扭矩盒减重10%，如下图5左所示。

图5 热塑性主承力验证件 Fig.5 the TPC verification TPC机身验证件长4m，双曲面外形，其中加强筋长3m，厚度从2.48～5.50mm之间变化。DTC公司开发了该机身加强筋，及其制造工艺：数控切割TPC材料，机器人铺放，真空预固化，自动运输，压力成形，整个过程仅需15min。机身壁板验证件如图5右所示。

项目的第二阶段于2014年初开始，将继续提升TPC扭矩盒和机身的技术成熟度。对于扭矩盒的研究，接下来将开发可获应用认证的材料和工艺，开发一个能够存放燃油的“湿”盒，使用将梁与蒙皮焊接起来的一种结构。对于机身的研究，主要在于控制蒙皮厚度，特别是对于A320neo或者737max这样的单通道客机，韧性的TPC薄蒙皮结构固然更合适，但其厚度极限需要验证，尤其是考虑到如冰雹撞击或维修工具冲击下的局部载荷作用。

2.2 国内飞机应用情况

国内飞机使用复合材料主要是以环氧和双马树脂为基体的热固性复合材料。对于热固性

[15]复合材料抗冲击能力差的问题，主要是通过改性/增韧或降低设计许用值的方法处理，直接改用热塑性复合材料的应用较少。

在实际装机应用方面，“八五”期间采用静电粉末法PEEK预浸料制造了某型机平板舱门，并已在飞机上装机考核，至今工作正常。见下图7左。

图6 舱门实物

Fig.6 the entity of the door

另外某型无人机后机身舱门结构采用了热塑性复合材料。选用的树脂基是聚酰亚胺NGDJ-900树脂膜，纤维为T300碳纤维无纬布和织物。筋条部分则采用短纤维增强树脂。结构件设计时，蒙皮采用树脂膜与增强纤维间隔叠层，加强筋条设计采用短纤维，壁板设计为一个带纵横方向加强筋条的整体，通过高温高压模压融渗成形技术，一次成形，不用进热压罐，不用几次胶结，减少制造工序，易于操作，也不需要真空袋等辅料，制造成本低。并且，整体成型可简化结构，使从前需要多个零件通过螺栓等紧固件连接在一起的部件简化为一个整体的零件，减少了原来各零件之间需要的连接件，降低装配成本。零件实物见图7右所示。与国外的差距

热塑性复合材料的工程应用大致经历了三个阶段：第一阶段，热塑性复合材料应用于飞机内饰、舱门、口盖、整流罩等非承力部件；第二阶段，用于飞机固定面前后缘、襟翼、副翼、方向舵等操纵面等受载较小部位；第三阶段，用于飞机机翼、尾翼、机身等主盒段结构。

目前，国外热塑性复合材料应用已经到达第三阶段。欧盟已启动了“热塑性经济可承受性航空主结构”（TAPAS）第二阶段项目，目标是进一步提高主结构材料、制造工艺、设计概念和模具设备的技术成熟度。国内民机方面，尚无热塑性复合材料结构研制、装机应用，仅在军机方面有少量应用，还局限于少量非承力部件上，处于热塑性复合材料工程应用的第一阶段，因此差距比较大。

（1）结构设计与强度分析方面的差距

热塑性复合材料特有的材料特性和特有的工艺性也决定其结构设计方法及强度分析方法与热固性复合材料有很大的不同，因国内工程应用少，所以对其材料特性、结构形式、受载特点等未充分研究，没有形成相关的结构设计准则和强度分析方法。

（2）制造与工艺方面的差距 热塑性复合材料加工工艺可分为：热塑性基体浸渍工艺和制件成型工艺。由于热塑性树脂熔融温度高、化学性质稳定，预浸、成型等每一个阶段对设备和工艺都有特殊的要求，其复合材料预浸料制备和成型加工的难度均比热固性复合材料大。目前我国在热塑性复合材料工艺方面的研究较少，差距较大。

（3）原材料生产供应的差距

国家曾投资兴建5000t/年产能的生产线，并开发PPS树脂膜、PPS长丝等产品。北京航空材料研究院曾采用该树脂进行过复合材料成型工艺的初步研究。但是近年来该生产线的无法稳定提供树脂基体。吉林大学曾长期开展国产PEEK树脂的研制工作，并于“八五”、“九五”、“十五”期间与北京航空材料研究院合作开展过CF/PEEK复合材料的研究。但吉大曾将其PEEK树脂的生产技术转让，其生产状态及知识产权归属有待明确。结束语

热固性复合材料在国内、外飞机上应用最为广泛，但断裂韧性及抗冲击能力差、难以回收利用、成型加工周期长等问题也长期存在，而热塑性复合材料的出现成为克服以上缺点的一种研究方向。而且热塑性复合材料可回收利用，减少对环境的污染。虽然近期热塑性复合材料不可能大量代替热固性复合材料，但其优异的性能已逐步引起重视，应用也日益广泛, 应用范围也将从次承力构件转向主承力构件。

目前热塑性复合材料在国内飞机上的应用还十分有限，设计、工艺、原材料等技术储备严重不足，因此国内热塑性复合材料的应用需要加强相关的技术研究:(1)PPS、PEEK等常用高性能热塑性树脂与纤维的匹配研究；(2)加强其成型工艺研究；(3)提出适合其特性的结构设计与强度分析方法；(4)推广应用。

参考文献

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张磊（1979-）男，硕士,高级工程师。主要研究方向：飞机复合材料强度。座机：029-86832903；手机：*** 邮箱：25179057@qq.com