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标  题: F-22复合材料的应用
发信站: 紫 丁 香 (Thu Mar 16 07:54:09 2000), 转信

尽管复合材料在F－22飞机上的用量比原预计有较大降低，但其复合材料应用技术水平却比至
今其他飞机前进了一大步。大量采用高性能树脂基体和率先用先进工艺制造飞机重要承力件是
F－22应用复合材料的两大特点。
复合材料在F－22上的实际应用
CompositeUsageontheF－22
张和善
　　美国F－22“猛禽”飞机将于21世纪初服役。这种战斗机的作战性能远远超过现时美国空
军使用的飞机，它爬升更快、机动性更好、能清楚地观测更远目标，不用加力燃烧室可作超音
速巡航飞行，具有优良的隐身性能。因此，它的进攻和防御能力更强，对敌机具有“先发现、
先射击和先杀伤”的先发制人的能力。这些优异的作战性能是与其飞机结构使用了先进材料分
不开的。F－22大量使用了钛合金和复合材料，钛合金占结构重量的42％，复合材料占24％，
传统飞机材料铝和钢只有20％。尽管复合材料用量没有原先预计的35％～40％那样高，但复合
材料技术的应用水平则上了大台阶，主要表现在以下两个方面。
大量采用高性能树脂基体
　　F－22复合材料应用一改过去旧传统，具有进取性特点。
　　第一，仅就复合材料用量讲，F－22并不很高，只占结构重量的24％,但与以往其他飞机相
比，它的应用水平提高到了另一级别。复合材料不只是用于蒙皮，而且用于机翼梁和垂尾梁。
该机机体上应用复合材料的部件很多，主要有以下几方面。
　　前机身：蒙皮和骨梁、部分隔框和构架、燃油箱骨架和箱壁。
　　中机身：中机身结构重量的35％为铝合金，23.5％为复合材料，35％为钛合金。其中部分
蒙皮、部分隔框和构架、燃油箱地板、武器舱门的蒙皮和帽型加强筋由复合材料制造。
表1　977增韧环氧族系/IM7复合材料部分力学性能
力学性能 977/IM7 977-2/IM7 977-3/IM7
0°拉伸　强度,MPa,室温 2670 2820 2735
　　　　模量,GPa,室温 153 173 166
0°压缩强度,MPa, 　 　 　
　　　　　　室温 1420 1610 1600
　　　　　　82°C 1300 　 　
　　　　　　82°C/温态1 1240 1320 1254
　　　　　　104°C/温态2 　 　 1190
冲击后压缩3,MPa 317 260～300 230
注：1-1℃水中2周，2-71℃水中1周，3-按BMS8－276法测定
　　后机身：结构重量的22％为铝合金，11％为复合材料，67％为钛合金。复合材料主要用于
其中的龙骨腹板。
　　机翼：结构重量的23％为铝合金，35％为复合材料，42％为钛合金。其中蒙皮、中间梁和
部分后梁用复合材料制造。
　　尾翼：蒙皮和前后缘、梁和肋、水平安定面枢轴。
　　第二，F－22使用的复合材料大都为高性能树脂基复合材料。至今在其他飞机上占统治地
位的复合材料是碳纤维增强第一代环氧，如Hercules公司的3501－6一类的脆性环氧，而F－2
2上大约有一半复合材料是Fiberite977－3增韧环氧复合材料，另一半是双马来酰亚胺（BMI）
树脂复合材料。
　　Fiberite977－3是热塑性塑料增韧的环氧，属第二代环氧。与普通环氧树脂复合材料相比
，Fiberite977－3复合材料韧性大为提高，抗冲击开裂和分层性能大为改善，耐湿热性能也很
好，如977－3/IM7复合材料冲击后压缩强度为230MPa，而飞机常用的第一代普通环氧复合材料
为137MPa左右。在977增韧环氧族系中有3个牌号，即977、977－2和977－3，它们能满足不同
使用温度下航空主承力结构对韧性、模量、工艺性和耐化学性的要求，应用对象分别为商用飞
机、军用运输/直升机和战斗机用的复合材料。三者的IM7碳纤维复合材料某些力学性能列于表
1。
　　为了保证F－22在超音速巡航产生摩擦热时飞机蒙皮仍具有应有强度，几乎所有外蒙皮都
使用了BMI复合材料，这在以前的飞机上是没有的。以前的飞机BMI碳纤维复合材料用量很低，
主要用于温度超过环氧最高使用温度的飞机前缘一类的小件。BMI树脂是新的一类树脂，使用
温度比环氧树脂高得多。第一代BMI具有优良的湿热性能，但很脆，损伤容限性能不如环氧，
需增韧，这就导致了发展第二代增韧BMI系统，原BASF/Narmco公司的5250系列就属这一代树脂
。它们的复合材料损伤容限高于普通环氧，使用温度也至少比普通环氧高出38℃。在5250系列
中，5250－4是佼佼者，F－22飞机蒙皮基本采用这一牌号的BMI树脂。与5250－2和5250－3的
IM－7纤维复合材料相比，5250－4/IM7复合材料的冲击后压缩强度高20％，边缘分层强度高2
0％，177℃的湿热性能相当，工艺性能相似，但粘性和裹贴性更优。5250－4/IM7复合材料的
部分性能列于表2。
　　另外，F－22飞机使用的热塑性复合材料虽然没有达到计划初期所希望的用量（现只占1％
的结构重量），但它的腹部（主要是门和口盖）几乎都采用了碳纤维增强聚醚醚酮（PEEK）热
塑性复合材料，这样大面积应用热塑性复合材料也是罕见的。碳纤维增强PEEK热塑性复合材料
的耐冲击损伤容限比增韧环氧好得多。耐久性好，特别适用于常被外来物撞击的飞机腹部，因
为这里最易被飞机起飞降落扬起的石子撞击。
　　F－22的设计者原计划机翼用热塑性复合材料制造，因为它有如下两个主要优点：（1）比
BMI耐更高温度；（2）固结出现问题时制造者可重新加热和重新成形。而使用热固性树脂如环
氧和BMI则不可能这样，如果固化时出了差错，就不得不废弃几百万美元的零件。热塑性复合
材料实际在F－22上没有获得较大应用，主要有两个原因：一是成本太高；二是飞机研制者后
来发现F－22蒙皮的温度没有达到原先预计的那样高。蒙皮可在BMI的耐温范围顺利飞行，有的
地方还可用比BMI耐温性和成本都较低的铝合金制造。
创新工艺获得实际应用
　　F－22不仅使用了较多的高性能树脂基复合材料，还使用了一些新颖的复合材料结构制造
工艺，如树脂转移成形、纤维束自动铺放和超级隔板成形。使用这些新工艺的目的主要是为了
实现结构设计意图、减少零件数量和制造成本，以及减轻结构重量。
树脂转移成形（RTM）
　　RTM过程很简单，先将增强纤维预形如I－型碳纤维编织物或缝合织物放入模具，闭模后将
加压的热树脂注入闭合模具型腔，使其浸渍预形，再加热固化，零件就可出模。RTM工艺的优
点是可经济地生产复杂形状的复合材料制件，制件尺寸精确、重复性好，使装配工作减少。
表2　5250－4/IM7复合材料部分性能
性能 强度，MPa 模量，GPa
0°弯曲　室温干态 1545 157
　　　　177°C干态 1295 156
　　　　177°C湿态 718 147
90°弯曲　室温干态 69 9
　　　　177°C/干态 84 8
0°短梁剪切　室温干态 152 157
　　　　177°C/干态 99 156
　　　　177°C/湿态 60 147
0°压缩（ASTM D690法） 　 157
　　　　室温干态 1730 156
　　　　149°C/湿态 1177 147
冲击后压缩　4.5kJ/M 242 53～58
　　　　　　6.7kJ/M 207 53～58
边缘分层　室温干态 261 　
　　RTM和传统的手工铺贴真空袋成形在精度上有很大差别。传统方法完全依赖于手工一层一
层铺放预浸料，制造的零件装配间隙一般大于0.127mm，装配时不得不加入称为液体垫片的树
脂以获得准确配合。洛克希德·马丁公司第一次试用RTM制造零件时，所有配合间隙都小于0.
127mm。他们估计，使用RTM后配合精度获得的改进，仅装配时间就可节省200h，加上铺贴节省
的时间，RTM的成本可以低于传统手铺法。尽管类似的金属件比RTM件的成本低10％，但重量则
重40％。
　　F－22是首例大量利用RTM复合材料件优点的飞机，它有400多个件使用了RTM，应用范围从
进气唇口到机翼中承载的正弦形波纹梁，如前机身的部分隔框和构架、燃油箱骨架和箱壁。中
机身的武器舱门帽型加强筋、机翼中间梁、尾翼的梁和肋等。F－22的双垂尾集中了许多RTM件
，每一垂尾含有10个复合材料I－型梁，每侧又含有15个复合材料肋，它们全由RTM制造，只是
在高应力处有的用铸钛小梁支撑。尤其值得提及的是机翼正弦形波纹梁，波音公司使用RTM法
使成本减少20％，安装梁时机翼中所需的加强件减少一半。此外，尾翼曾考虑过用共固化法，
但当时怕风险太大而未采用，如果现在要重新再做的话，可能就会使用RTM共固化件。
　　使用RTM工艺更能适应制造F－22的方式。洛克希德.马丁公司及其主要子承包商组成的一
体化生产团队在3个不同地方设计和装配F－22，这就更需要零件尺寸特别精确，RTM正好能满
足这种需求。
　　Intellitech公司和Dow－UT公司是用RTM制造F－22复合材料件的开发者，F－22上RTM的成
功应用表明他们10多年的工作已取得突破，也是RTM第一次在飞机上的重大应用。
纤维束自动铺放技术用于枢轴
　　F－22水平安定面的枢轴是最重要的关键复合材料件，它是用计算机控制的纤维束铺放技
术制造的。纤维束自动铺放是一种新型的成本有效的复合材料结构制造工艺，它综合了纤维缠
绕工艺和自动铺带工艺的最佳特点。纤维束铺放机把多根预浸纤维束在张力近乎零的情况下直
接铺到模具表面,如同自动铺带工艺，铺贴辊与制件表面紧密接触，可压紧纤维铺层，并能铺
贴凹型曲面。它又如同纤维缠绕工艺，可将纤维束材料铺放到旋转芯轴上，并能以不同差速释
放掉。纤维束差速释放适于外形和尺寸变化很大的制件。精良的铺放机能按需要切除和续加单
根纤维束，更适于制造外形变化和厚度变化均较大的制件。此种工艺的成本优势在于：
　　.不像手工铺贴那样限制制件尺寸,可用于由许多小件构成的整体件,因此大大节省了制造
和装配成本；
　　.随制件的模具形状铺放纤维束，减少了原材料废边料，因而节省了原材料成本；
　　.纤维束可随需要释放和增加，能控制预浸束数和将纤维束准确放到所需位置，制件纤维
铺层可按工程要求设计，设计者可在制件任何地方改变纤维方向，可充分利用材料和减轻结构
重量。
　　F－22枢轴几何形状复杂，适合使用纤维束自动铺放技术制造。此复合材料枢轴形状像一
根2.9m长的冰球杆，一端是直径为25cm的圆柱体，另一端像10cm左右宽的矩形梁，中间是形状
过渡段，内含一个耐腐蚀的钢制轴承。整个复合材料枢轴由AlliantTechsystems公司制造。采
用的纤维束是薄鞋带状的碳纤维/增韧环氧预浸料。最终产品含有400多层预浸纱束带，带宽从
3mm到12mm，固化时必须分阶段进行以防止内部开裂和起皱。现在制造一个轴需花60天，Alli
antTechsystems公司打算在以后的飞机上使用较厚的预浸纱束，这样可大大缩短生产时间。与
原先的钛轴相比，全套复合材料枢轴减重35kg。对飞机来说，一次减少如此大的重量是极可观
的。纤维束自动铺放技术在F－22水平尾翼上枢轴上的成功应用之后，美国打算在研的联合攻
击战斗机（JSF）的一些复合材料件也采用这一技术，并且已试制出该机极为复杂的S形复合材
料进气道。
超级隔板成形
　　Luxfer集团超级成形分部开发了一种新的工艺来制造F－22的腹部门和口盖，这种工艺称
为隔板成形。该分部将纤维增强PEEK热塑性塑料板置于两块金属隔板之间，加热加压使其慢慢
成形到所需形状。如同RTM，概念很简单，但要制造出好产品必需排除空隙和防止纤维滑动，
这是此工艺的关键。
　　RTM、纤维束铺放和超级隔板成形能制造出强度更高、成本更低和易于装配的复合材料件
，都将在JSF上发挥重大作用。据预测，这些工艺不仅将改变军用飞机的制造方式，还可能为
商用飞机机体使用更多复合材料指出途径。
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         ------没有比人更高的山，
                   没有比脚更长的路。

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