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低成本的制造技术 制造成本占了复合材料成本约 80% ～ 85% 的份额，所以低 成本复合材料技术中关键是低成本的制造技术。 1 自动化制造技术

低成本的制造技术 制造成本占了复合材料成本约 80% ～ 85% 的份额，所以低 成本复合材料技术中关键是低成本的制造技术。 1 自动化制造技术 自动铺带技术： ATL （ Automated Tape-Laing ） 美国波音， Cincinati Machine 与 Cytec 共同努力于 70 年代中 期开始研制自动铺带机，现已发展了三代 Tape Laing Machine: 第一代：平面、窄带、带宽 3in 第二代：大型平面、宽带、带宽 12in 第三代：铺曲面，称 “ 外形铺带机 ” CTLM 。

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低成本的制造技术 制造成本占了复合材料成本约 80% ～ 85% 的份额，所以低 成本复合材料技术中关键是低成本的制造技术。 1 自动化制造技术

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  1. 低成本的制造技术 制造成本占了复合材料成本约80%～85%的份额，所以低 成本复合材料技术中关键是低成本的制造技术。 1 自动化制造技术 • 自动铺带技术：ATL（Automated Tape-Laing） 美国波音，Cincinati Machine与Cytec共同努力于70年代中 期开始研制自动铺带机，现已发展了三代Tape Laing Machine: 第一代：平面、窄带、带宽3in 第二代：大型平面、宽带、带宽12in 第三代：铺曲面，称“外形铺带机”CTLM。 主要过程：预复料分配稍加热与纸分离铺下、切断、压 实，关键是铺带头，具有扇形端，随零件外形走动、均匀施压。 目前估计已售出50多台，价格约为＄300万/台。

  2. Reduce Cost of Hand Lay-Up Automated Ply Labeling Automated Ply Cutting Flat Ply Collation Laser Ply Projection

  3. Automated Tape Laying Advantages • Greater Pounds/Hr. • Very Consistent • No Debulking Required Disadvantages • Significant Equipment Cost • Recurring Maintenance • Limited Contour Capability

  4. 应用：1983年第一台商用铺带机进入生产领域，F16应用：1983年第一台商用铺带机进入生产领域，F16 的80%蒙皮件用其生产。F22，4块机翼壁板， 5.49×5.18m，板厚3.8~14.2mm，G=113kg， B777的零件等。 效益：最大限度节省时间、劳力、速度较手工提高 10倍。节省原材料，废品率仅3~5%，手工 为25~30%。提高制件精度、质量，降低了成 本。 一般讲零件尺寸越大效率越高，手工5×2.5m为 其临界尺寸，大了效率低，劳动成本，甚而超过 操作寿命作不成。

  5. 自动纤维铺放技术：AFP（Automated Fiber Placement） 该技术是在自动铺带+纤维缠绕基础上发展起来 的，称第4代铺放机，既可铺纤维带又可铺纤维束， 该技术自80年代中期研发，1989年Cincinati Machine 设计了第一台FPM，于1990年交付使用，现FPS（Fiber Placement System）估计已售出近40多 台，500万/台。 AFP技术特别适于制造形状复杂零件，速度高、 材料利用率高、零件质量好，生产成本低，加上大面 积整体成形技术可降低成本50%。 速度；5~30m/分，最大达60m/分； 精度：±0.5°,5μm、±0.25mm。

  6. 应用： JSF进气道已如上述，另一验证为JSF机翼的 上蒙皮，称AAD（Airframe Affordability Demonstration）计划。零件4.27×3.66m， G=162kg，采用七轴大型FPS制造。据统计劳 动成本下降25%，材料成本下降28%。 又如Rayheon Aircraft公司用Viper FPS-3000生 产首相Ⅰ7座支线机机身，零件数由16000个减 少至 6000个，简化装配、降低成本，他们投资 ＄2000，购进4套设备。B787机身的制造就取 用了其技术。

  7. Fiber Placement Advantages • Concave Contours • True 0° Plies Possible • Consistent Product Disadvantages • Significant Equipment Cost • Complex Programming • Somewhat Slow

  8. 欧洲从1992年开始研究此项技术，但还是于1998年欧洲从1992年开始研究此项技术，但还是于1998年 从美国引进了AFP技术，先后买了两台设备用于A340- 600的制造上，并进一步会用于A380和运载火箭的制造上。 欧洲人认为这是20世纪最后10年复合材料工业发展的 一个里程碑，评价之高说明自动化制造技术实为DFM技 术的核心。 引进后欧洲人继续在此基础上研发此技术，据知近来 已可独立制造相关设备了。据欧洲的ACM-TC(自动化复 合制造中心）宣称，欧洲自动纤维铺放机2005年内即可 到货。

  9. 在该技术领域，我们的落后是明显的、惊人的。虽有理论上萌芽式的研发，如南航的相关工作，但距进入工程应用尚有相当的距离，是自行研发还是引进要早作决策！在该技术领域，我们的落后是明显的、惊人的。虽有理论上萌芽式的研发，如南航的相关工作，但距进入工程应用尚有相当的距离，是自行研发还是引进要早作决策！ 西方特别是美国短期内肯定对华封锁此技术，欧洲方面会好一些，或可引进，但仍有一定难度。 ATL和AFP设备在近期的国际展会上均无展出，连影也见不到，说明什么？

  10. 缠绕和拉挤等亦是自动化程度较高的成形技术，特别是拉挤国际上认为是成本最低的自动化成形技术。缠绕和拉挤等亦是自动化程度较高的成形技术，特别是拉挤国际上认为是成本最低的自动化成形技术。 该两项技术国外已有较好发展和较大规模应用，国内民用部门亦有较好发展和应用。 但航空领域应用甚少，该情况极应改变。如拉挤设备成本不高，很多制件可用此法成形，会明显降低成本。

  11. Filament Winding Advantages Disadvantages • Greater Pounds/Hr. • Very Consistent • Moderate Equipment Costs • Must Be Body of Revolution • No Concave Radii • Restricted Fiber Orientations

  12. Pultrusion Advantages Disadvantages • Very Low Cost • Capable of Long Lengths • Restricted Orientations • Cost Depends on Quantity • Aerospace Acceptance

  13. 3.2大面积整体成形技术 定义: 采用共固化/共胶接（Cocured/Cobonded）等 手段，大量减少零件、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形的相关技术。 意义: 复合材料结构大面积整体成形在满足结构总体 性能要求的前提下，可以进一步减轻结构重量、降 低成本，特别是制造成本。

  14. 优点：1）减少零件数目→减重→降低成本。 2）减少连接件数目→减重→降低装配成本。 3）易于实现翼身融合体布局，如B-2、 X-45、 X-47 等。 4）减少分段，减少对接，无间隙，无台阶，机体表 面光滑完整，可降低RCS值，提高隐身性能。 整体成形乃是复合材料的优点和特点之一。 如复合材料的机械连接中： 钻孔、划窝难而慢，容差要求严，成本高； 紧固件特殊，成本高；湿装配，成本高。 复合材料构件装配时： 因制件刚硬，不易锉修，变形时需加垫； “Shimming Process’’耗时费力，成本亦高。

  15. 几个重要的技术定义： • 共固化（co-curing）：两个或两个以上的零件经过一次固化成形而制成的一个整体制件的工艺方法。 • 共胶接（co-bonding）：把一个或多个已经固化成形而另一个或多个尚未固化的零件通过胶粘剂（一般为胶膜）在一次固化中固化并胶接成一个整体制件的工艺方法。 以前又叫作“二步共固化”，若叫作“二次共固化”则不科学，因第一次不一定是共固化。 • 二次胶接（secondary bonding）：两个或多个预固化的复合材料零件通过胶接而连在一起，其间仅有的化学或热的反应是胶的固化（Boeing的定义）。

  16. Integral Structure Reduces Assembly Costs

  17. Precured Stiffeners Uncured Skin Cobonding for Large Structures

  18. 应用实例及效果： • 日本F2战机： 共用18%的复合材料，机翼、垂尾、平尾等,其中机翼下壁板采用共固化技术，蒙皮壁板上固化有梁和肋，其执行ASIP（Aircraft Structural Integrity Program）计划，减重约250kg。 美国甚至向日本学习该项技术。

  19. AV8B前机身：零件数237件→88件； 连接件数6400个→2450个。 • A340垂直安定面：零件数2000件→100件。 • A310、A330垂直安定面： 零件数2000件→20件。 • 美国雷神公司首相Ⅰ7座公务机机身: 零件数16000件→6000件。

  20. 美国V-22的Rotor Grip：零件数221件→5件。 • F/A-18E/F：零件数减少42%，减重158kg。 • B-2：两块大的外翼蒙皮，其上共固化有多个翼肋 和前后梁，面积为19.8mx3.66m。 • F/A-22：4块整体成形机翼壁板，单块面积为 5.49mX5.18m， G=113kg。

  21. 美国CAI计划中将复合材料结构整体成形技术 列为其最主要的关键技术之一，并于2001年始用到 F-35 (JSF)的验证上。 • F-35的进气道：3大块→1大块，200Ib→130Ib。 • F-35机翼上蒙皮：自动纤维铺放整体成形， 4.27mX3.66m, G=162kg。 • F-35水平尾翼：“fastenerless”，无一个紧固 件，利用钛合金内模成形技术，8个纵向加强件 与上、下蒙皮一起固化成形。

  22. 日本JAMCO CORP.开发了ADP (Advanced Pultrusion)技术，可整体自动化拉挤成形大型构 件。 • A380上舱地板梁： 双支点I形梁，长达5.92米，横贯全机身，受载很大，采用整体拉挤一次成形，拉进去的不是丝束，而是预浸料，是技术上的一个创新。 • A380的RFI成形的后承压框。 • 大型民机上很多型材现都用拉挤成形。

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