開篇：寫作不僅是一種記錄，更是一種創造，它讓我們能夠捕捉那些稍縱即逝的靈感，將它們永久地定格在紙上。下面是小編精心整理的12篇流體力學中對流的概念，希望這些內容能成為您創作過程中的良師益友，陪伴您不斷探索和進步。

第1篇

除固體火箭發動機殼體、壓力容器等回轉體結構以纏繞工藝制造為主外，對行器重要復合材料結構主要還是以熱壓罐工藝生產，并圍繞該工藝出現了各種整體化成型技術和自動化制造技術［1］。

1．1數字化制造技術

數字化制造是當今世界制造業發展的趨勢，近年來，數字化以其柔性好、響應快、質量高、成本低，正逐漸成為先進制造技術的核心［2］。在傳統的復合材料研制模式中，設計、分析及制造之間的數據是通過模擬量傳遞，構件質量在很大程度上依賴于工人的經驗和熟練程度。而通過在復合材料構件研制過程中引入數字化技術，可以保證設計、分析、制造數據源的唯一，做到復合材料CAD／CAE／CAM一體化，便于數字量傳遞，減少研制時間，加快研制進度。復合材料構件數字化制造過程涉及到的技術主要包括：可制造性分析、復合材料構件鋪層展開、模具和夾具的快速設計、模架的選型及快速設計、工裝零組件的快速裝配技術、鋪層排樣技術、數控下料技術、激光定位技術、成型工藝的仿真及優化技術、工程數據管理系統、數據傳遞接口技術等［3］。以美國為首的西方發達國家首先采用了數字化技術。這項技術以全面采用數字化產品定義、數字化預裝配、產品數據管理、并行工程和虛擬制造技術為主要標志，從根本上改變了復合材料傳統的設計與制造方式，大幅度提高了制造技術水平［4］。目前，世界先進的飛機制造商已經利用數字化技術實現了飛機的“無紙化”設計和生產，美國波音公司在Boeing777和洛克希德•馬丁公司在F35研制過程中，采用數字制造技術與傳統方式相比，研制周期縮短了2／3，研制成本降低了50％，開辟了航空數字化制造的先河［5］。中國中航工業集團針對某機型復合材料制件的生產［6］，建立了中國首個航空復合材料制件的數字化技術生產系統，依托數字化技術和數據庫系統的支撐，通過數據庫與生產線的數據交換接口系統，實現數據庫與數字化生產線對接，將產品結構設計、車間MES系統、工裝設計生產、固化成型、無損檢測、裝配等實現數字化，并將各環節的軟件接口進行對接，打通了復合材料制件數字化制造過程，起到提高產品質量、縮短研制周期，進一步減輕結構質量的目的。在中國民用飛機研制中也將復合材料構件設計制造技術與數字化技術相結合，以實現復合材料構件設計與制造各環節數字化、數據流暢通和復合材料構件在并行工作模式下的設計、工藝、制造、檢測全過程的集成，促進飛機復合材料構件的大面積使用和降低制造成本。

1．2自動化制造技術

采用預浸料／熱壓罐工藝制備復合材料結構，首先需要按設計要求將一定尺寸、形狀、數量的預浸料在模具上鋪疊成層合結構的坯料，然后再將其放入熱壓罐中固化。預浸料坯料，即預浸料預成型體的制備是整個制造過程中周期最長、勞動強度最大的工藝環節，也是決定復合材料制造質量的關鍵。傳統的預浸料／熱壓罐工藝采用下料、人工鋪貼、預壓實的方式進行預浸料預成型體的制備，存在時間長、成本高、工藝質量不易控制、大型制件難以制造等問題。因此如何實現預浸料預成型體的機械化、自動化制造成為了復合材料結構低成本高品質制造技術的核心［7］，近些年涌現出自動鋪放技術、熱隔膜技術、機械變形成型技術等，在極大提高生產效率的同時，保證了成型質量的穩定性。1．2．1自動鋪放技術自動鋪放技術包括自動鋪絲（AFP）和自動鋪帶（ATL），共同特點是使用預浸料實現預成型體的數字化、自動化制造。ATL技術主要用于機翼壁板等小曲率、平面類結構成型，AFP技術主要用于機身等大曲率復雜結構成型。自動鋪帶技術集預浸料裁剪、定位、鋪貼、壓實等于一體，其自動化成型CAD／CAM技術涉及原材料選擇、材料設計、產品結構與鋪層設計、線型設計、工藝制度設計、運動參數計算、成型加工與檢測、模具技術等多方面［8］。根據復合材料預浸帶的特性，自動鋪帶CAD／CAM軟件開發中都要遵循“自然路徑”的概念［9］，否則會出現纖維的褶皺、預浸帶難以貼合模具表面以及預浸帶之間留下縫隙等缺陷；而自動鋪絲技術中，各預浸紗獨立輸送，不受自動鋪帶中“自然路徑”軌跡限制，鋪放軌跡自由度更大，甚至可實現連續變角度鋪放，但不同的鋪放軌跡可能會影響生產效率以及制件的成型質量。由此可見，對于自動鋪放工藝，鋪放軌跡的設計是控制工藝質量的核心，而通過計算機模擬鋪放過程，定義并優化鋪放軌跡是主要途徑。美國Cincinnati公司［10］以CATIA為基礎開發的ACRAPATH可實現離線的模型導入、軌跡生產、后處理、仿真和代碼生成等功能；VISTAGY［11］公司的FiberSIM軟件不僅能夠實現調用工程軟件中的鋪放模型，而且還能夠自動生成鋪帶代碼文件，兼容常見的CATIA、NX和ProE等工程軟件；西班牙M－Torres公司以CATIA為基礎開發了方便編程的CAD／CAM軟件模塊；法國Forest－line公司采用法國純粹和應用數學中心（CIMPA）SA注冊的TapeLay軟件設計并集成到CATIAV5的CAM模塊，能夠實現鋪帶軌跡規劃線型的比較與仿真［12］。國內相關方面研究起步相對較晚，主要是樣機研制、產品試制以及技術儲備階段。在自動鋪帶方面，肖軍等［13］根據微分幾何理論證明了在可展曲面上“自然路徑”與測地線的等價，并基于AutoCAD環境，應用弧長展開變換方法構造了柱面鋪帶軌跡算法，開發了具有機器代碼生成的仿真軟件，能夠實現給定形狀、給定鋪層構件的鋪帶軌跡生成、后置處理與加工指令生成。在自動鋪絲方面，肖軍等［14］開發了基于OpenGL的自動鋪絲運動模擬設計與仿真軟件和基于CATIA的自動鋪絲CAD／CAM軟件原型，選取初始參考線，構建適當的曲面等距平移進行軌跡規劃和選取合適的參考軸線，并構造曲面與該軸線固定角度的迭代格式。同時，韓振宇等［15］研究并開發了能夠實現仿真纖維鋪放路徑規劃的軟件系統，利用平行投影定理實現鋪放軌跡在網格單元共享頂點處良好銜接，提出并驗證了等距偏置算法。1．2．2基于自動鋪帶的曲率結構成型技術航空復合材料中加筋壁板結構十分常見，其筋條由于曲率加大，難以直接采用自動鋪帶工藝制備，而采用自動鋪絲工藝效率偏低。為此常采用自動鋪帶工藝先制備平板預浸料坯料，然后采用熱隔膜工藝或機械變形工藝將其成型為帶曲率預制件，可以得到L型、C型、I型等筋條。1）熱隔膜成型工藝對于復合材料，熱隔膜工藝［16］最初是用于熱塑性復合材料的制造，而后發展為帶曲率熱固性復合材料預制件的重要成型方法。該技術先將自動鋪帶機或人工鋪覆成的平板結構放置于熱隔膜成型機上，平板結構表面覆蓋一種延展性和強度較高的隔膜，在隔膜內部抽真空，利用負壓和紅外輻射加熱，將平板結構整體貼合模具成型，從而壓實成具有曲面結構的預制件，如圖1所示。工藝過程中復合材料受熱溫度較低，未發生明顯固化，因此需再用熱壓罐等工藝進行固化。該方法非常適合于大型曲面復雜件，如梁和長桁的制造，預成型型面精度容易控制，并且自動化程度高，勞動力成本低。熱隔膜成型過程中預浸料鋪層之間、預浸料與模具表面以及預浸料與熱隔膜之間均發生著復雜的摩擦行為，還涉及到紅外加熱、模具預加熱帶來的溫度場變化，需要控制合理的預浸料滑移量和滑移速度，才能避免預制件中發生纖維褶皺等缺陷。作者團隊［16－18］針對熱固性單向帶，研究了熱隔膜成型過程中C型預成型體和模具溫度的變化規律以及成型溫度、預成型體尺寸、成型速率對試件表面質量和內部缺陷的影響，并建立了預浸料滑移摩擦力測試方法，發現通過調控工藝溫度和抽真空速率，可以改變預浸料滑移摩擦力的大小和滑移量，最終影響復合材料的工藝質量。借助計算機模擬技術，可以分析熱隔膜工藝中溫度場和預浸料的滑移狀態。如Pantelakis和Baxevani［19］研究了熱隔膜工藝的產品質量及成本的最優條件；Labeas等［20］通過有限元方法研究了紅外輻射加熱對熱隔膜成型過程溫度分布的影響；Smiley和Pipes［21］通過數值模擬分析了熱塑性復合材料在隔膜成型過程中的變形行為；Krebs［22］和Mallon［23］等對碳纖維／PEEK復合材料雙隔膜成型過程進行了研究，考慮了包括模具形狀、層板厚度、鋪層方式、隔膜種類等在內的影響成型質量的因素，并進一步分析了預浸料鋪層的滑移變形過程。下一步研究趨勢應為實現熱隔膜成型全過程的有限元模擬，包括溫度變化情況以及變形過程應力分布的預報。2）機械變形成型工藝機械方式的變形成型工藝，其實質是熱隔膜成型工藝的發展。熱隔膜在成型時只有一個真空負壓的作用，難以成型厚度較大的層板，而采用機械壓力則可以完成厚層板的變形，得到帶曲率預成型體。該技術依然是利用自動鋪帶技術將預浸料鋪疊成平板，然后利用機械的方式將平板貼向具有一定曲面構型的模具，預浸料平板一端被設備對壓運動機構固定，另一端放置在成型機構端的上下加熱片間，加熱后，預浸料層在設備下壓運動的機械作用下成型成L型制件，并可通過對壓運動機構的相對運動成型成T型制件，最后利用熱壓罐等工藝固化得到制件成品。機械方式的變形成型工藝易于工廠自動化生產和流水線作業，對提高梁結構制件的生產效率具有重要意義。這類成型工藝最早曾用于制造westland30－300直升機的熱塑性基體復合材料水平安定面。目前，空客已將機械方式的變形成型工藝運用到A350XWB機翼長桁的自動化生產線上。

1．3整體化成型技術

易于實現大面積整體成型是復合材料制造的顯著特點之一，對行器結構而言，大面積整體成型復合材料在滿足結構總體性能要求的前提下，可以大幅減少零件與緊固件數目，從而減輕結構質量、降低成本，特別是裝配成本，這是美國CAI計劃解決的主要關鍵技術之一。1）基于熱壓罐成型的共固化技術對于熱壓罐工藝而言，整體成型的關鍵是共固化／共膠接（Cocured／Cobonded）技術。在國防和民用飛行器方面，復合材料大面積整體成型技術均發展迅速，獲得了顯著效益，如F－22和F－35機翼均由4塊整體成型機翼壁板構成，B－2外翼由兩塊大的外翼蒙皮構成；大型客機方面，A380中央翼、Boeing787機身和機翼、空客A350XWB機翼都采用了復合材料整體化結構［24］。目前對于大型復雜構件，如大尺寸變厚度結構、多筋厚蒙皮結構和整體框、梁等結構的整體成型技術，如何實現大型復合材料構件整體化成型與結構設計分析相結合，提高質量控制精度是目前的研究重點。此外，結合自動鋪放技術的整體化成型技術已成為航空復合材料結構的首選工藝。例如Boeing787的所有翼面及翼盒構件均采用自動鋪帶技術制造，機身段采用自動鋪絲技術制造。A380的尾錐、A350XWB的尾錐和C形梁使用自動鋪絲工藝制成，如圖2所示。V－22飛機的后機身，F－22和F－35復合材料的S形進氣道采用自動鋪絲技術制造［25］。2）預浸料／液體成型的共固化技術預浸料工藝的高性能和液體成型工藝的低成本，促使制造技術人員考慮將兩者結合，取長補短，在性能和成本上做出平衡，由此預浸料／液體成型共固化工藝應運而生。該工藝原理［26］是將預浸料鋪層和干纖維預成型體組合在一起，將樹脂注入干纖維預成體中，進一步使其與預浸料鋪層一同固化形成一個整體，預浸料鋪層主要用于蒙皮結構，干纖維預成型體主要用于筋條、凸臺、連接部分等復雜結構。該工藝可以通過改變預浸料鋪層、干纖維預成型體的結構和組合方式，制造復雜形狀構件，可以大幅度減少零件、緊固件的數量和裝配工序，并且簡化了模具設計和樹脂充模過程，從而降低了制造成本，減輕了制件質量。此外，預浸料鋪層和干纖維預成型體可以根據要求選擇不同種類的樹脂、纖維和織構形式，從而靈活地設計制件的性能。典型的預浸料／液體成型共固化工藝包含樹脂傳遞模塑／預浸料共固化工藝（Co－curingResinTransferMoldingProcess，Co－RTM）、真空灌注／預浸料共固化工藝（Co－curingVacuumAssistantResinInfusionProcess，Co－VARI）、樹脂膜熔滲／預浸料共固化工藝（Co－curingResinFilmInfu－sionProcess，Co－RFI），如圖3所示。共固化液體成型工藝用機承力結構，被證明是一種極具發展前途的復合材料低成本整體成型制造技術。例如，Co－RTM工藝首先由美國NorthropGrum－man公司［27］提出，用于生產大型整體復合材料制件，繼而在美國CAI計劃中得到進一步發展。F－35垂直安定面采用自動鋪帶的Co－RTM工藝制造，制造成本降低1．4萬美元，質量減少7％，零件數減少52％，模具數減少38％；F－35采用三維編織加強筋和絲束鋪放的Co－RTM工藝制造整體進氣道，緊固件減少95％，減重36．4kg，成本降低20萬美元。歐洲“CleanSky”計劃［28］中包含了Co－RFI工藝，采用該工藝制備的復合材料力學性能達到了所用的OoA（OutofAutoclaveProcess）預浸料強度的水平。作者團隊［29－35］對Co－RFI和Co－VARI工藝開展了研究，通過對加筋壁板制備工藝的研究，證明Co－VARI獲得的力學性能低于預浸料／熱壓罐工藝，而高于RFI工藝，預浸料部分與RFI部分的結合界面性能優異，同時工藝周期短，有望用于民機復合材料結構的制造。航天特種材料及工藝研究所采用Co－RTM工藝制備復雜彈體結構，簡化了模具結構和工序，提高了成品率、降低了工藝時間。

2新型低成本制造技術

2．1非熱壓罐技術

非熱壓罐技術常被稱為OoA，是相對于傳統的熱壓罐成型技術而言的，指不用熱壓罐而制造出具有與熱壓罐工藝相同性能和質量的復合材料制件［36］。廣義上來說，凡是不使用熱壓罐設備的復合材料制件的成型方法，都可以稱之為非熱壓罐成型技術。目前為止，在航空航天制件中獲得應用的非熱壓罐成型技術主要有以下幾種［37］：非熱壓罐預浸料技術、液體成型技術、先進拉擠成型技術、預浸料模壓成型技術等。在這些技術中，由于非熱壓罐預浸料技術更接近于傳統的熱壓罐成型工藝，有著廣泛的手工鋪貼和自動鋪貼的工藝基礎，因而被視為最有可能大規模實現的非熱壓罐成型技術。非熱壓罐預浸料技術是以預浸料層合結構為主，沿用手工鋪貼和自動鋪貼，最后采用真空袋工藝固化的方法。為了滿足制造質量和機械性能與熱壓罐工藝相當，主要需解決僅在真空壓作用下如何保證足夠高的纖維含量和滿足要求的較低孔隙率水平，而采用具有適當流動特性的樹脂體系，并制備出部分浸潤纖維的預浸料是實現這一目標的關鍵，它能保證即使制備厚制件時樹脂也能在低壓下充分流動，保證纖維密實從而獲得高的纖維含量；同時在真空作用下部分浸潤形成的預浸料坯料內部通道，能夠保證揮發充分和夾雜空氣充分排除，獲得低的孔隙率。目前，國外的預浸料制造商已研發出多種用于OoA工藝的預浸料體系，用于制造飛機的非承力、次承力、主承力結構。如英國ACG公司［38］推出的MTM44－1環氧預浸料體系已經通過了空客公司的認證，將應用機的主承力結構，MTM44－1已經在ALCAS（AdvancedLowCostAircraftStructure）計劃中應用于制造民機機翼中央翼盒下壁板、商務機機翼平臺、機翼C型梁試驗件、C－17運輸機后緣等飛機結構件演示驗證件。ACG公司的MTM45－1正在空客認證過程中，已經在美國“先進復合材料貨運飛機”（Ad－vancedCompositesCargoAircraft）計劃中得到了初步應用，MTM45－1被作為該計劃驗證機全復合材料機身結構材料。美國Hexcel公司［39］的HexPly?M56、Cytec公司的Cycom?5215預浸料也在民用航空領域有好的應用前景，如圖4所示。航天方面，NASA［40］采用OoA制造航天器大型復合材料構件，如復合材料乘員艙（Compos－iteCrewModule，CCM）、直徑達10m的太空發射系統的有效載荷整流罩等；ACG推出的LTM45系列材料應用于Delta火箭筒段等結構。國內的研究尚處于起步階段，中航工業集團公司［41］研制出“VB”系列真空袋固化樹脂體系與T700SC碳纖維配合，制成的預浸料在真空袋壓成型下能達到1％的孔隙率。圖4非熱壓罐預浸料M56制備的厚層板照片Fig．4MorphologyofthicklaminatemadeofM56outofautoclaveprepreg微波固化［42］屬于新興的非熱壓罐固化技術。與熱壓罐和烘箱的表面加熱技術不同，微波固化屬于體積加熱，通過電磁作用使制件整體均勻快速加熱，熱量傳遞滯后問題被大大減弱，固化效率提高的同時減少了能耗，微波固化設備如圖5所示。英國GKN［43］宇航公司在微波固化技術商業化方面開展了大量工作，該公司采用微波技術和商業化的環氧預浸料制備了飛機襟翼加筋壁板等復合材料結構，如圖6所示，發現與熱壓罐工藝相比，固化質量相當，而工藝時間縮短40％，能耗減少80％。需要注意的是，由于不同材料對微波的吸收和反射特性不同，應充分掌握復合材料、模具、工藝輔助材料吸收微波能量的特性，以合理設計工藝條件。

2．2液體成型

液體成型技術（LCM，LiquidCompositesMolding）［44］是一種世界公認的低成本制造技術，在航空航天領域發展十分迅速，主要包括樹脂傳遞模塑成型RTM（ResinTransferMolding）、樹脂膜熔滲成型RFI（ResinFilmInfusion）、真空輔助樹脂灌注成型VARI（VacuumAssistantResinInfusion）等。這些技術不采用預浸料，投資較小、生產效率高、能耗低，同時采用二維、三維編織及多向針織、縫編等技術制備纖維預成型體，克服了傳統復合材料層間強度低、易分層的弱點，提高了復合材料的抗損傷能力。目前液體成型技術在航空航天承力結構上獲得了越來越多的應用，如美國F－22［45］的360個零件采用RTM工藝制造，包括機翼正弦波梁、尾翼工字形梁、肋、機身框、襟副翼等；空客A380的機翼后緣和后壓力隔框，Boeing787機身的大部分隔框等均采用RFI工藝制造［46］；VARI工藝則已用于大型機翼蒙皮、前機身、機翼翼梁、垂尾、運輸機貨艙門、彈道導彈儀器艙段的制造［47］。此外，國內外也開始將Z向增強技術與液體成型工藝相結合，具有工藝成本低，整體化程度高且界面連接強度大等優勢［48］。由于對樹脂體系低黏度等工藝性要求，其LCM工藝的樹脂基體增韌受到限制，使得制備的復合材料韌性普遍低于預浸料／熱壓罐工藝，而纖維預成型體增韌技術成為了解決這一問題的重要途徑［49］。美國Cytec公司開發出一種稱為“Pri－form”的液體成型工藝，該工藝將熱塑性纖維與增強纖維編織，熱固性樹脂充模保溫過程中熱塑性纖維熔于熱固性樹脂中，在實現對復合材料增韌的同時不影響充模樹脂優良的流動性，獲得工藝質量易控、韌性優異的復合材料。益小蘇和杜善義［50］發明了ESTM（ExSituTrademark）織物，該織物表面以點陣方式附著了增韌劑，在不影響樹脂充模的前提下極大提高了復合材料韌性。為了進一步降低成本、擴大適用范圍，新型的液體成型技術也不斷涌現。例如澳大利亞Quickstep公司［51］推出了新型的液體成型工藝，如圖7所示，將模具漂浮于導熱流體中，基于流體導熱的優勢，實現快速加熱或快速冷卻，熱量傳遞速度比熱壓罐工藝快25倍，加熱速率可達到22℃／min。該技術已用于制造F－35戰斗機的垂直尾翼翼梁等復合材料結構。美國Hexcel公司開發了能夠鋪放干纖維的自動鋪放設備和單向帶HiTape?，實現了干纖維預成型體的自動化制備，然后進行樹脂注射或灌注工藝，固化得到制件的纖維含量可以達到60％，其力學性能與熱壓罐工藝相當，因此有望用機主承力結構。

2．3預浸料拉擠成型技術

拉擠成型是一種連續生產復合材料型材的工藝，一般在牽引力的作用下纖維絲束浸漬樹脂后通過模具進行預成型和固化，其自動化程度較高。先進拉擠成型技術簡稱ADP（AdvancedPultru－sion），是直接對預浸料進行拉擠成型的自動化生產工藝，尤其適合生產各類直線性、固定截面的型材。ADP成形技術綜合了手工預浸料鋪疊力學性能優勢和拉擠成形自動化的優勢，根據最終型材外形和性能要求，選擇預浸料的合適寬度、預浸料層數和鋪層方向。由于原材料采用的是預浸料，可以根據構件的設計要求，實現任何鋪層（包括單向和±45°織物預浸料）的組合。由于空客A380、A350、Boeing787、A400M等大型飛機大量使用復合材料筋肋與蒙皮共固化的工藝技術，采用ADP技術制造的長桁和梁類構件容易實現制件固化度的控制，達到一定固化度的型材既能保持截面形狀又能在熱力作用下通過微變形適應不同型面，如翼面、機身壁板，最終與壁板共固化得到加筋壁板結構件［52－53］。采用ADP技術制造的復合材料型材自1996年開始應用于A330－200的垂尾以來，空客所有垂尾上復合材料的拉擠構件全部改用日本JAM－CO公司ADP型材，這些型材通過熱壓罐共固化與翼面蒙皮復合。同樣，近年投入航線運營的空客A380機體結構中也大量使用了采用ADP成形技術生產的梁、桁構件，不僅在垂尾中大量采用了拉擠型材，而且機身客艙地板工字梁也采用了ADP制造，受載很大［54］，如圖8所示。

2．4連續纖維增強熱塑性復合材料制造技術

以往的熱塑性樹脂基復合材料因力學性能偏低、尺寸穩定性差等問題，在飛行器結構上鮮有應用。然而隨著聚醚醚酮（PEEK，Poly－etheretherketone）、聚苯硫醚（PPS，Polypheny－leneSulfide）等航空級高性能熱塑性樹脂基體及其連續纖維復合材料的出現，使其在飛行器上的應用受到了廣泛關注。例如，PEEK預浸料已經應用在F117A的全自動尾翼、C－130機身的腹部壁板、法國陣風機身蒙皮等，空客A340／A380飛機機翼前緣應用了玻璃纖維增強的聚苯硫醚復合材料［56－58］。Fokker公司目前正在開發碳纖維增強聚醚酮酮熱塑性復合材料相關技術，擬用在下一代商業飛機的主承力結構上，目前已經做出了扭矩盒示范件，如圖9所示。該扭矩盒長達12m，通過感應焊接法將加強筋焊接在扭矩盒上。連續熱塑性復合材料的制件成型工藝主要有熱折工藝、隔膜成型、模壓工藝、纖維纏繞成型、輥壓成型、拉擠成型等［59－62］。其中纖維纏繞成型以其高效、穩定的特點使其應用越來越廣泛。此外，適用于熱塑性復合材料的自動鋪放工藝也在美國、加拿大以及歐洲等國獲得研發。熱塑性預浸料黏性極低，需要鋪放頭有較高的加熱能力才能實現鋪放，通常采用激光加熱的方式。此外，與熱固性樹脂基復合材料的自動鋪放工藝不同的是，熱塑性復合材料在鋪放時若溫度和壓力適宜，鋪放后可以達到足夠的密實程度，有可能不需要再進行熱壓罐固化，從而進一步降低制造成本。

3復合工藝理論與制造模擬

復合材料工藝過程發生著物理、化學、物理／化學耦合、熱／力耦合等復雜變化，影響因素多，變化不可逆，若不能掌握這些變化之間的內在聯系及對最終產品的影響，工藝質量將難以控制，采用大量實驗和經驗摸索出的工藝方案適用性較差。為此，大量研究關注了復合材料工藝各環節的基礎理論問題，并且試圖用各種物理模型和數學模型進行定性和定量的描述，為制造方案的制定和優化提供依據。此外，復合材料工藝模型通常較為復雜，難以得到解析解，因此借助計算機對其進行分析，模擬工藝過程，可以得到溫度、壓力、固化度、纖維分布、內應力等重要參量隨時間、位置的變化數據，進而評估制造缺陷的程度，優化工藝參數［63］。液體成型理論分析與模擬早有報告，并較成熟，而針對熱壓罐工藝成型固化過程的相關理論分析和模擬難度大，但很重要。

3．1復合材料傳熱行為

熱壓罐內存在著罐內氣體與模具、復合材料成型封裝體系的熱量交換以及復合材料構件內部的熱量變化。兩個溫度場保持相對獨立穩定性的同時又存在著相互影響，造成整個體系內復雜的溫度分布情況，直接影響復合材料成型質量［64－68］。熱壓罐內溫度場多采用笛卡兒坐標系下的N－S控制方程來描述，利用計算流體力學中連續、運動、能量的非定常三維N－S方程，以及反映湍流特性的湍流模型建立反映熱壓罐內強迫對流換熱的溫度場三維非定常有限元模擬方法。模擬方法可以實現熱壓罐內的模具溫度分布情況的預報，并可以對溫度場工藝參數、模具結構參數和罐內擺放位置等因素進行研究，優化罐內溫度分布情況［69－72］。

3．2復合體系傳質與傳壓行為

纖維密實／樹脂滲流是指在外加壓力作用下，復合材料成形體內樹脂相對于纖維而流動，并導致纖維堆積和排列狀態發生變化。為實現復合材料成型過程中纖維密實與樹脂滲流的模擬分析，基于達西定律和質量守恒定律，Springer提出了波浪式密實模型，Gutowski提出了海綿式密實模型［80］，作者團隊提出了漸進式雙重密實理論模式，使用有限元方法建立了一維、二維模擬方法分析各種參數對密實的影響。3．3應力與變形材料的熱脹冷縮反應、樹脂固化收縮效應以及復合材料與模具材料在熱膨脹系數上的巨大差異，使得制件結構內部將不可避免地產生殘余應力，進而引起復合材料結構件在脫模后產生回彈變形以及翹曲變形，使構件在室溫下的自由形狀與預期的設計形狀存在一定的差異，即產生固化變形［87－92］。熱應變的產生是由于在復合材料固化成型過程中，復合材料的溫度受熱傳遞和樹脂固化反應放熱的影響，不斷產生變化，當溫度增高時，復合材料受熱膨脹，當溫度下降時，復合材料收縮，從而產生了隨溫度而改變的熱應變。在復合材料的固化成型過程中，樹脂基體發生交聯固化反應，使復合材料產生體積收縮，由于復合材料內部固化度的不一致，各部分的收縮并不相同，從而導致了化學收縮應變的產生［93－100］。復合材料成型過程的固化變形模擬的主要目的是由此確定模具型面的補償量，同時考慮型面補償導致的制件變形，最終使得構件尺寸達到預期值［101－104］。

4成型工藝質量控制方法

先進復合材料的成型固化是在一定壓力和加熱條件下完成的，該過程是非常復雜且難以直接觀察，涉及到了熱量傳遞、固化反應、樹脂流動、纖維密實、氣泡的形成、生長及遷移等多種物理、化學及其耦合變化。不同的樹脂體系和纖維增強體的物理和化學特性不同，造成成型固化過程有明顯差異，這些因素與工藝參數、模具方案、產品結構等交織在一起。同時航空航天結構高昂的制造成本，要求保證高的成品率，這使得工藝質量的控制成為了復雜而又核心的技術。復合材料工藝質量控制技術包含工程技術和科學研究兩個方面，前者往往在產品生產中起決定作用，而后者往往在產品研制中有重要地位。

4．1工程技術規范與數據庫

航空航天工業已充分認識到復合材料結構這一特點，并在積木式設計驗證程序中對材料與工藝控制進行鑒定，建立材料規范和工藝規范，保證能生產出可重現且可靠的結構。例如FAA制定出版了預浸料和復合材料規范及工藝規范編制指南，加快了復合材料結構研制與適航審定進度，降低了成本，保證了工藝質量［109］。復合材料工藝規范中，對相應產品所涉及的所有制造因素都進行了明確規定，如適用范圍、引用文件、材料要求、設備和設施要求、人員要求、工裝要求、制造要求（鋪層、預壓實、真空袋封裝、溫度監測、固化、膠接、脫模、工裝）、驗收標準等。材料規范和工藝規范制定過程中，數據庫是其必不可少的依據，數據庫應包含原材料、中間材料、芯材、復合材料等物理、化學、工藝、力學等性能，這些數據的準確性、可靠性需要有足夠的實驗批次、合理的實驗矩陣、先進的測試標準規范、嚴格的檢測工作質量管理體系作為保障。從1994年開始在NASA、FAA和美國70家企業、學術機構及政府機構組織開展了AGATE（AdvancedGeneralAviationTechnologyExperi－ments）項目，目的是在滿足FAR23、AC20－107A和AC21－26要求的前提下，發展一種通用的復合材料鑒定和性能等同判斷方法及規則，建立共享的數據庫，大幅度降低材料鑒定的成本和時間，加快通用飛機設計、發展進程和適航審定。2005年，NASA的技術人員認識到AGATE的方法應該從通用航空領域推廣到整個航空行業，于是建立了國家先進材料性能中心（NationalCenterforAdvancedMaterialsPerformance，NCAMP），該中心制定了大量指導性文件，尤其是包含了復合材料體系適航審定中材料規范、工藝規范以及數據庫的大量內容，為復合材料在民用航空上的應用奠定了技術基礎［109－110］。中航工業集團公司針對中國航空用材料體系，建立了復合材料工程數據庫，覆蓋了目前中國航空工業的主要材料牌號，并研究了數據庫的管理和應用技術。高航等歸納總結了復合材料典型構件加工特征，在此基礎上構建了復合材料典型特征加工工藝數據庫，利用該數據庫可以將復合材料的相關加工工藝信息進行合理分類存儲，便于用戶進行檢索［111］。美國十分重視復合材料的標準化工作。自20世紀70、80年代開始，由美國國防部下屬的MIL－HDBK－17協調委員會編制有關復合材料性能表征、性能數據和在結構中應用指南的軍用手冊，被國外的復合材料與結構研制的工程技術人員稱為“復合材料的圣經”，該系列手冊于2013年宣布廢止，并由美國SAE協會制訂的CMH－17系列復合材料手冊替代，其中與MIL－HDBK－17F相比，在“生產材料和工藝過程的質量控制”章節中，有大量更新，包含了材料采購質量保證程序、零件制造檢驗、管理材料和工藝中的變更、改進工藝的統計工具等內容［110］。從目前工藝規范和數據庫的應用看，建立統一的技術規范標準，構建復合材料結構設計／制造／評價共享數據庫是促進復合材料工業快速發展的重要措施。

4．2復合材料制造裝備