第1章 緒論1.1 前言復合材料（CompositeMaterials）,一詞大約出現在 20世紀50年代，由于其具有高度的復雜性多樣性存在著多種頗為嚴格的定義， 國內最權威的是兩院院士師昌緒給出的比較全面完整的定義，這個定義的敘述是： “復合材料是有有機高分子，無機非金屬或金屬等幾類不同材料通過復合工藝組合而成的新型材料， 它既能保留原組分材料的主要特色，又通過復合效應而獲得原組分所不具備的性［1］能，與一般材料的簡單混合有本質的區別。 ”1.2 先進復合材料在航空航天領域的應用碳纖維是纖維狀的碳素材料，含碳量在 90%以上。具有十分優異的力學性能，與其它高性能纖維相比具有最高比強度和最高比模量。特別是在 2000℃以上高溫惰性環境中，是唯一強度不下降的物質。此外，其還兼具其他多種得天獨厚的優良性能：低密度、高升華熱、耐高溫、耐腐蝕、耐摩擦、抗疲勞、高震動衰減性、低熱膨脹系數、導電導熱性、電磁屏蔽性、紡織加工性均優良等。因此，碳纖維復合材料也同樣具有其它復合材料無法比擬的優良性能， 被應用于軍事及民用工業的各個領域，在航空航天領域的光輝業績，尤為世人所矚目。 2005年世界碳纖維的耗用量已超過2萬噸，圖1為21世紀前十年碳纖維需求量的統計預測情況。航空航天領域的碳纖維需求情況見表1所示，約占總消耗量的20％左右。圖1: 世界碳纖維需求量 (單位:噸)可維的需求量有所減少，

2002

年約減少

20%，2003

年則減少約

9%。2003

年以后航空航天領域對碳纖維的需求出現快速增長，

2006

年與

2001

年相比將增長約40%，2008年將增長約76%，到2010年和2001年相比預計增長超過 100%。［2］本文將介紹碳纖維增強樹脂基復合材料 （CFRP）在航空航天領域應用的新進展表1: 世界碳纖維按應用領域需求的統計和預測1.2.1 航空領域應用的新進展T300碳纖維/樹脂基復合材料已經在飛行器上廣泛作為結構材料使用， 目前應用較多的為拉伸強度達到5.5GPa，斷裂應變高出T300碳纖維的30％的高強度中模量碳纖維T800H纖維。軍品碳纖維增強樹脂基復合材料是生產武器裝備的重要材料。在戰斗機和直升機上，碳纖維復合材料應用于戰機主結構、次結構件和戰機特殊部位的特種功能部件。國外將碳纖維/環氧和碳纖維/雙馬復合材料應用在戰機機身、主翼、垂尾翼、平尾翼及蒙皮等部位，起到了明顯的減重作用，大大提高了抗疲勞、耐腐蝕等性能，數據顯示采用復合材料結構的前機身段，可比金屬結構減輕質量31.5%，減少零件61.5%，減少緊固件61.3%；復合材料垂直安定面可減輕質量32.24%。用軍機戰術技術性能的重要指標，結構重量系數來衡量，國外第四代軍機的結構重量系數已達到27～28%。未來以F-22為目標的背景機復合材料用量比例需求為35%左右，其中碳纖維復合材料將成為主體材料。國外一些輕型飛機和無人駕駛飛機，已實現了結構的復合材料化。目前主要使用的是T300級和T700級小絲束碳纖維增強的復合材料。圖2: 美國F－22軍用飛機民品在民用領域，555座的世界最大飛機 A380由于CFRP的大量使用，創造了飛行史上的奇跡。飛機25%重量的部件由復合材料制造，其中22%為碳纖維增強塑料(CFRP),3%為首次用于民用飛機的GLARE纖維－金屬板（鋁合金和玻璃纖維超混雜復合材料的層狀結構）。這些部件包括：減速板、垂直和水平穩定器 (用作油箱)、方向舵、升降舵、副翼、襟翼擾流板、起落架艙門、整流罩、垂尾翼盒、方向舵、升降舵、上層客艙地板梁、后密封隔框、后壓力艙、后機身、水平尾翼和副翼均采用CFRP制造。繼A340對碳纖維龍骨梁和復合材料后密封框――復合材料用于飛機的密封禁區發起挑戰后， A380又一次對連接機翼與機身主體結構3］中央翼盒新的禁區發起了成功挑戰 。僅此一項就比最先進的鋁合金材料減輕重量1.5噸。由于CFRP的明顯減重以及在使用中不會因疲勞或腐蝕受損。從而大大減少了油耗和排放，燃油的經濟性比其直接競爭機型要低 13%左右，并降低了運營成本，座英里成本比目前效率最高飛機的低 15%--20%，成為第一個每乘客每百公里耗油少于三升的遠程客機。圖3: 空中客車 A-3801.2.2 航天領域的新進展火箭、導彈以高性能碳(石墨)纖維復合材料為典型代表的先進復合材料作為結構、功能或結構/功能一體化構件材料，在導彈、運載火箭和衛星飛行器上也發揮著不可替代的作用。其應用水平和規模已關系到武器裝備的跨越式提升和型號研制的成敗。碳纖維復合材料的發展推動了航天整體技術的發展。碳纖維復合材料主要應用于導彈彈頭、彈體箭體和發動機殼體的結構部件和衛星主體結構承力件上，碳/碳和碳/酚醛是彈頭端頭和發動機噴管喉襯及耐燒蝕部件等重要防熱材料，在美國侏儒、民兵、三叉戟等戰略導彈上均已成熟應用，美國、日本、法國的固體發動機殼體主要采用碳纖維復合材料，如美國三叉戟-2導彈、戰斧式巡航導彈、大力神一4火箭、法國的阿里安一2火箭改型、日本的M-5火箭等發動機殼體，其中使用量最大的是美國赫克里斯公司生產的抗拉強度為5.3GPa的IM-7碳纖維，性能最高的是東麗T-800纖維，抗拉強度5.65Gpa、楊氏模量300GPa。由于粘膠基原絲的生產由于財經及環保危機的加劇，航天級粘膠碳絲原［4］料的來源一直是美國及西歐的軍火商們深感棘手的惱頭問題。 五年前，法國SAFRAN公司與美國WaterburyFiberCote Industries 公司以有充分來源的非航天級粘膠原絲新原料開發成功名為 RaycarbC2TM的新型纖維素碳布，并經受了美軍方包括加工、熱/結構性質及火焰沖刷試驗在內的全部資格測試，在固體發動機的全部靜態試驗中都證明該替代品合格， 2004年十一月，該碳布/酚醛復合材料已用于阿里安娜 VFlight164 上成功飛行。圖4: 法國阿里安娜 V型導彈衛星、航天飛機及載人飛船高模量碳纖維質輕，剛性，尺寸穩定性和導熱性好，因此很早就應用于人造衛星結構體、太陽能電池板和天線中。現今的人造衛星上的展開式太陽能電池板多采用碳纖維復合材料制作，而太空站和天地往返運輸系統上的一些關鍵部件也往往采用碳纖維復合材料作為主要材料。碳纖維增強樹脂基復合材料被作航天飛機艙門、機械臂和壓力容器等。美國發現號航天飛機的熱瓦，十分關鍵，可以保證其能安全地重復飛行。一共有8種：低溫重復使用表面絕熱材料LRSI；高溫重復使用表面絕熱材料HRSI；柔性重復使用表面絕熱材料FRSI；高級柔性重復使用表面絕熱材料AFRI；高溫耐熔纖維復合材料FRIC―HRSI；增強碳/碳材料RCC；金屬；二氧化硅織物。其中增強碳/碳材料RCC，最為要的，它可以使航天飛機承受大氣層所經受的最高溫度1700℃。5］隨著科學技術的進步，碳纖維的產量不斷增大，質量逐漸提高，而生產成本穩步下降。各種性能優異的碳纖維復合材料將會越來越多地出現在航空航天中,為世界航空航天技術的發展作出更大的貢獻。第2章復合材料的真空袋成型工藝2.1 復合材料真空袋成型先進樹真空袋成型工藝的主要設備是烘箱或其他能提供熱源的加熱空間,其組裝方脂法一般與熱壓罐工藝類似。對于熱壓罐成型工藝,由于工藝過程中施加較高基的復壓合力材料具～0.7MPa),大部分材料中的孔隙通過真空系統逸出或隨著多余(通常為0.3樹有脂優針對這一問題,主要存在兩種技術路徑,一種是從樹脂體系入手,調節樹脂的流的異變特性,使孔隙和揮發分在預浸料凝膠前盡可能逸出;另一種途徑就是通過工藝流的措施的改進,使預浸料中的孔隙和揮發分在制備過程中更容易排出,雙真空袋(DB出性)成型工藝就是這種途徑的有益嘗試。而能從上世紀80年代開始,美國NavalAirWarfareCenter和NASALangleyR排esearchCenter就相繼開展了多種樹脂體系和多種形式的雙真空袋成型工藝的研出究[6～9],雙真空袋成型工藝就是在預浸料毛坯上封兩層真空袋,兩層,應真空袋之間放置一導氣工裝,兩層均與真空系統連接,其原理就是在復合材料用B階段時,使預浸料鋪層暴,剩前露在真空中但同時并不承受任何壓實的作用力,從而促使預浸料毛坯中景很容易地逸出。本工作將通過對雙真空成型工藝的余孔隙和樹脂中的揮發分能夠廣,以提高真空袋成型工藝制備的復的的研究,對通常的真空袋成型工藝進行改進孔闊合材料的品質。隙發,試驗2.2生但采用LT203/T700SC復合材料體系,推薦工藝為:在室溫抽真空,以每是,從而得到低孔隙含量的復合材料,特別是不會遺留下分鐘2～3℃的速率升溫至75℃,恒溫7h,然后以不大于0.5℃/min的速度由,由于真空壓力最多為一個大氣壓,冷卻至40℃以下取出制件。由于雙真空袋工藝只是在一定階段采用雙真空的模孔于隙和揮發分只能通過逸出的方式排出,因此與熱壓罐成型工藝相比,預浸料式,該階段的設置需要結合具體樹脂體系的流變特性和凝膠特性來研究確目,所制備材料的孔隙率通常為3%定。LT203樹脂體系的粘度-溫度曲線(升溫速率為2℃/min)如圖5所示,前而高孔隙含量會直接影響到復合材料的力學性能和耐濕熱性或更高,能較。多地樹脂在30℃時具有較高的粘度 ,開始升溫后粘度迅速下降 ,在約55℃時降至10Pa·s,然后一直到約90℃以前均處于一個低粘度區間。試驗過程中分別在高粘度區和低粘度區進行工藝設置如圖6所示,分別在30℃,55℃,65℃和75℃設置雙真空工藝平臺,以考察工藝對樹脂粘度的依賴性。同時進行真空袋工藝的對比試驗 ,然后根據分析測試結果來 對工藝進行評價和優化。圖5LT203樹脂的粘度溫度曲線通過測試復合材料的層間剪切強度來初步表征工藝過程對復合材料學性能的影響,測試標準采用JC/T773-1982;通過超聲C掃描考察復合材料的內部質量,并結合光學顯微鏡來觀察復合材料中孔隙含量和樹脂對纖維的浸漬情況。2.3試驗結果與分析2.3.1 DB工藝對層間剪切強度的影響對幾種工藝制備的復合材料測試厚度和重量,結果見表2。可以認為DB2a,DB2b和DB2c工藝均未對材料固化過程的流膠和壓實產生顯著影響;而DB2d工藝由于設置的溫度平臺過高,恒溫60min后粘度迅速增加,如圖7所示,預浸料壓實不充分,導致復合材料板材偏厚,因此未繼續參與工藝的評價。層間剪切強度的測試結果如圖8所示,與普通真空袋工藝相比,當在樹脂固化加熱過程中的高粘度區間設置DB工藝平臺時,復合材料的層間剪切強度無明顯變化,而在55℃和65℃的低粘度區間設置DB工藝平臺后,二者的層間剪切強度分別由真空袋工藝的70.7MPa大幅度提高至85MPa和83.5MPa,因此可以初步認為DB工藝的適當設置顯著提高了LT-03/T700SC復合材料的力學性能。圖6DB工藝的設置Vacuumbag309g279g2.08mmDB2a307g278g2.06mmDB2b308g276g2.08mmDB2c309g280g2.08mm表2300mm×300mm的LT203/T700SC復合料板材的重量和厚度圖7 75℃時LT203樹脂的粘度曲線圖8DB工藝對復合材料層間剪切強度的影響(1—真空袋工藝—;2DB2a工藝; 3—DB2b工藝;4—DB2c工藝)2.4 復合材料板材質量的分析圖9為復合材料板材的超聲C掃描圖像,可以發現超聲C掃描圖像與復合材料的層間剪切強度。具有非常明顯的對應關系 ,真空袋工藝和 DB2a工藝制備的板材中有一些程度不等的缺陷 ,分別對應 層間剪切強度為70.7MPa和71.5MPa相比較而言,DB2b工藝和DB2c工藝制備的板材內部質量較 好,層間剪切強度得到了顯著提高 。這表明相應 DB工藝平臺的設置 ,使材料的內部質量得到較大的改進 。通過光學顯微鏡對復合材料的顯微結構進行觀察可了解材料中介于微觀和宏觀尺度之間的缺陷構成和分布狀況 ,如圖10所示,真空袋工藝和 DB2a工藝制備的板材中存在較多數量的孔隙 ,尤其是富樹脂區內的孔隙沒有充分排除 ,而DB2b和DB2c工藝 制備的板材中孔隙很少。在通常的真空袋工藝制備的復合材料中 ,孔隙主要來源于樹脂配制過程中裹入圖9不同工藝制備復合材料的C掃描圖像()真空袋工藝;()工藝;()DB2b工藝;()DB2c工藝abDB2acd而在DB工藝中,預浸料毛坯處于真空環境中,且不存在壓實力的作用,因此孔隙運動的驅動力始終不低于一個大氣壓,當溫度升高時,壓力梯度進一步增加,有利于孔隙的排除,同時纖維束內孔隙的排除也有利于樹脂對纖維束的浸漬。因此在樹脂粘度較低時引入DB工藝可以顯著降低復合材料的孔隙 含量,使得采用真空成型工藝制備的板材的質量能 夠達到接近于熱壓罐成型工藝的水平。圖10不同工藝制備復合材料的光學顯微圖像(a)真空袋工藝;(b)DB2a工藝;(c)DB2b工藝;(d)DB2c工藝復合材料真空袋成型工藝示意圖：圖112.5 結語使用真空袋成型工藝制備了LT203/T700SC復合材料,并對該工藝進行了研究和優化,結果表明,與常規真空袋成型工藝相比,真空袋成型工藝有利于 孔隙的排出,制備的復合材料孔隙含量較低,力學性能大幅度提高,復合材料的質量得到較大改進。第3章先進復合材料熱壓罐共固化技術3.1熱壓罐成型高聚物基復合材料熱壓罐成型 (vacuum/auto-e]ave proeessfor polymermatrixeomposite)利用真空袋和熱壓罐，加熱、加壓成型復合材料制品的方法。真空袋的作用是在熱壓罐固化過程中加速坯料中陷入的空氣或其他揮發物的逸出。因此，這種成型方法又稱熱壓罐/真空除氣成型。它是采用連續纖維單向預浸料，制備高性能結構復合材料最常用的方法。在航空航天部門應用最廣。原理和工藝過程熱固性高聚物基體受熱后，經軟化流動階段，轉變成凝膠態和玻璃態(完全固化)。抽真空和在凝膠轉變之前的某一時刻施加壓力，可將預浸料中的空氣、揮發物和多余的基體排除，使制品密實。熱壓罐成型制品時，將單層的預浸料按預定方向鋪覆到附有脫模劑的模具表面，再依次用多孔防粘布(膜)、吸膠材料、透氣氈覆蓋，然后密封于真空袋內。將整個包封裝置推入熱壓罐內，接上抽空管線，將袋內抽空并按規定的固化制度進行升溫、加壓固化。固化制度的制定是真空熱壓罐成型工藝的關鍵。早期是通過試驗，測出高聚物基體的起始反應溫度，在給定壓力和溫度下的流動性，凝膠轉變以及最終固化物的玻璃化轉變溫度幾和力學性能，依此確定合理的固化制度。70年代中后期，隨著監控技術的發展，利用高聚物基體在固化過程中出現的物理、化學性能的變化，在熱壓罐上配置動態介電分析、超聲粘度跟蹤和光纖傳感器裝置，對熱壓罐進行在線監控，從而保證溫度和壓力的準確應用。80年代初期，針對高聚物基體的固化過程和質量要求，建立了固化理論模型，對高聚物基復合材料的固化進行計算機控制。特點和應用真空熱壓罐成型的特點是能夠精確地保證制品中纖維方向、制品的幾何尺寸形狀和體積分數。由于使用真空袋和加壓，制品孔隙率降到2%以下，可以得到高質量的復合材料制品。因為成型時只有一個表面為模具控制，模具價格較模壓法低廉。目前，熱壓罐的成型溫度可達 500℃，壓力通常為2.OMPa，罐體最大尺寸為直徑7.6米，長18米。可應用于環氧、雙馬來酞亞胺、聚酞亞胺等熱固性和各種熱塑性樹脂基體復合材料及制品的成型。［10］3.1.1 熱壓罐成型技術以熱壓罐成型技術為主制造的航空先進復合材料結構件在各類飛機制造上都不同程度進入了批量生產階段，有的型號已生產了數百架份的先進復合材料結構件，并經過了十多年的使用考核， 為進一步擴大先進復合材料在飛機上的應用提供了實用的工程經驗。但我們必須清醒看到，先進復合材料的制造成本居高不下、批產中質量的不一致性、對先進復合材料特性缺乏足夠的認識等仍然是阻礙先進復合材料在飛機上擴大應用的主要因素，這也是我國航空先進復合材料與先［11］進國家航空復合材料應用差距巨大的問題所在。因此，立足現有的熱壓罐法，如何降低其制造成本是我們的當務之急，如選用工藝特性優良的樹脂體系、國產輔助材料的采用、成型模具的結構優化以及過程細節的嚴格控制等，都可以在降低制造成本的同時，明顯的提高制件的合格率。本課題針對先進復合材料共固化技術成型的產品，從材料開發、工藝優化、性能檢測到售后服務等環節，以低成本為主導線，詳細描述了一個熱壓罐共固化技術工程化的范例，達到了在熱壓罐成型方面明顯降低制造成本的目的。3.2技術難點復合材料共固化技術要進入工程化，必須從材料、工藝、檢測和售后等環節入手，高產品質量與低制造成本并行研究，高生產效率與低缺陷率并行考慮，建立低成本、高質量、高效率和低缺陷的復合材料工程化制造體系，達到整個工程的低成本化、技術完整化。先進復合材料共固化技術工程化要實現低制造成本必須攻克的技術難點主要有：（1） 低成本的原材料貨源和多品種預浸料的開發與儲備；（2） 共固化技術所需輔助材料的國產化研究；（3） 共固化成型工藝的優化；（4） 產品性能檢測項目的合理性以及產品質量的保證；（5） 先進復合材料制品缺陷修復手段和修復后的性能表征。3.3技術方案3.3.1 多品種預浸料的開發由于復合材料的基體用原材料性能不穩定，加上材料體系易受運輸、保管因素的影響，使得預浸料的工藝性能出現較大的差異，從而影響先進復合材料的內部質量。此外，先進復合材料件在固化過程中出現的某些局部缺陷，由于很難找到一種與之性能相當的樹脂體系對其進行修復，構件因不能滿足產品技術要求而無法使用，增加了構件的制造成本。為提高和穩定先進復合材料的成型質量，降低先進復合材料的制造成本，我們根據不同的復合材料結構件研制開發了中高溫度固化、韌性不同的NY9200環氧樹脂體系，原材料均為國產，價廉易購；其配制工藝簡單，質量穩定，可用于濕法或法預浸，無污染，易工程化；其預浸料具有貯存期長，固化溫度帶寬，固化時間短等優點；其先進復合材料具有韌性和機械性能兼優的特性，完全可滿足使用溫度為 80～130℃的國內先進復合材料對樹［11］脂基體的要求。其先進復合材料層壓板的基本性能如表 3所示。該樹脂體系復合材料已批量用于各類航空產品，

經測算每生產

1kg

的復合材料制件可節約制造成本約 120元，其制造成本的降低貢獻率為

8.6%。3.3.2 輔助材料的國產化研究共固化技術采用的是真空-氣壓相結合的熱壓罐成型法，為保證先進復合材料的制造質量，工藝上通常選用的輔助材料有隔離膜、脫模布、真空袋膜和透氣氈等材料。由于國內先進復合材料技術發展起步較晚，因此，國內許多廠家所用的輔助材料均依賴于進口，這樣不僅價格高，需花費大量的外匯（輔助材料成本約占材料總成本的80%），而且還常常因進貨渠道等問題難于保證生產的進度需要，特別是先進復合材料制造成本方面，嚴重地阻礙了這一先進復合材料的應用12］和發展。經過多年的調研和試驗，我們在生產中已確定用多種國產輔助材料替換進口輔助材料。國產化輔助材料的應用，打破了完全依賴進口的被動局面，促進了國內輔助材料的研究進程，使制造成本大大下降。在工程化應用實踐中，輔助材料的樣板化下料也是減少生產成本的的重要環節。通過對國產輔助材料的使用和生產環節過程中的規范下料，每生產1kg的復合材料制件可節約制造成本約470元，制造成本降低貢獻率高達33.6%。圖123.3.3 共固化成型工藝的優化對于封閉式盒形典型結構部件，通常是采用對合模控制外形，內腔橡膠軟模施壓的共固化工藝技術，也就是在對合模具中，在預浸料蒙皮、墻體間采用特種橡膠軟模及真空系統將墻體與蒙皮一次性成型出來，如圖12(a)所示。在加溫固化過程中，對預制品施加壓力是靠橡膠軟模的熱膨脹力來完成的。這種成型工藝使用的橡膠軟模成本極高，且存在以下的問題：（1）對于預浸料蒙皮或墻體設計層數較多時，材料中的小分子物較難排盡，產品容易產生疏松及孔隙率缺陷。（2）橡膠軟模是作為壓力源使用的，由于橡膠軟膜較厚，尤其是在角區，其膨脹能力與其他部位存在差異，不能使墻和蒙皮的過渡角區完全貼合，導致蒙皮與墻體脫粘、疏松。（3）軟模各部位的熱膨脹力的計算復雜，使用次數有限，成型模設計要求高。（4）軟模在加熱過程中因熱傳導問題，導致制件加熱固化不定因素增多，引起固化后質量不穩定。針對上述問題，我們經過反復試驗，在工程化生產中不斷改進，將軟模共固化工藝優化為圖12（b）所示形式，利用這種工藝方案連續生產300多架份的復合材料產品，質量一直穩定。為提高工程化生產的質量，在共固化技術上除了采用上述工藝方案外，還在預固化參數、控制含膠量、氣體導流和尺寸控制等方面采取了優化技術，使熱壓罐共固化技術達到最優化，產品合格率達到99%以上。通過對共固化工藝的多方面優化，每生產1kg的復合材料制件可節約制造成本約600元，對制造成本降低的貢獻率為42.8%。3.3.4性能測試項目優化方案先進復合材料構件在固化成型后必須進行外形尺寸檢驗、內部質量無損檢測和隨爐試樣的強度測試。檢查時間與整個制件成型時間相當。由于產品進入批量生產，隨爐試樣要耗費公司大量的人力物力，因此如何優化隨爐試樣的測試項目也是提高生產效率、降低制造成本的一個方面。隨爐試樣的性能不是用來評價設計強度值的，而是用來考核工藝的穩定性的，根據國際航空復合材料轉包生產的一貫作法以及我公司在對60罐次的隨爐試樣的性能測試值進行統計分析的結果，將4項指標減為2項，即留下層間剪切和含膠量。通過對性能測試項目優化，每生產 1kg的復合材料制件可節約制造成本約120元，對制造成本降低的貢獻率為 8.6%。3.3.5修補技術研究進入工程化生產后，由于大批量產品的生產和使用， 在此過程中難免存在缺陷/損傷，先進復合材料制件的生產和售后服務成為急待解決的問題。通過大量的工藝試驗和強度性能測試，我們對各種缺陷/損傷類型給出了具體的修補方案，形成了修補文件。除常用的注射樹脂修補、填充和灌注修補、螺接外補強板修補以及膠接外補強板修補方法外，還根據我們公司復合材料制件的特點研制了適用于撞擊及碰傷導致的先進復合材料制件內部疏松、分層、蜂窩受損等缺陷 /損傷的修補法，如預浸料補片法、固化補片法。這些方法的技術難點在于補片的同心度控制和缺口斜階的控制。在同心度方面專門研制了一套定位板用于取樣和定［13］位，在斜階方面通過特制工具和試驗獲得斜階的長厚比。在共固化技術工程化應用的前期，我們曾出現過制造質量不滿足設計要求的現象，通過我們的修補技術，該復合材料結構件已使用多年，并且質量一直良好。在這方面，平均對制造成本降低貢獻率達到 6.4%。3.4結語先進復合材料共固化技術在某型機上自90年代初得到應用以來，已生產了350余架次，實現了工程化的目標。通過原材料的開發、輔助材料的國產化研究、共固化工藝的優化、性能測試項目的優化和修補技術的研究，將一套完整共固化技術應用于批生產的同時，又獲得了極大的經濟效益，實現了低成本共固化技術的工程化應用。通過該材料的工程化應用，我們可得出以下的結論：（1）金屬-橡膠組合式芯模用于盒形結構受力部件的共固化成型，能夠實現均壓效果，并能有效降低制造成本；（2）國產化輔助材料的應用，能夠滿足復合材料制造使用工藝要求，降低工程化制造成本；（3）工程化生產的隨爐試樣（片）性能跟蹤測試項目，可以進行優化選擇，以降低生產成本；（4）工程化生產的同時，開展有針對性的修補技術研究，既可解決生產過程中超差品的修補問題，也是產品使用過程的有效保障， 技術經濟及社會效果兼得；（5）降低熱壓罐成型法制造成本的其他有益研究還有待不斷開發。第4章結論先進復合材料以其比強度比模量高、耐高溫性能好、耐疲勞性能優越等獨特優點獲得廣泛應用和迅速發展.真空袋成型，熱壓罐成型技術的成熟發展更是極大的推動了先進復合材料的發展,目前較多的采用熱壓罐成型工藝設備，存在成本過高，制件尺寸受限制，真空袋成型工藝由于具靈活簡便高效等特點得到了廣泛的應用。通過對熱壓罐成型工藝原理研究，提出了幾種降低成本及改進工藝性能的方案，先進復合材料共固化技術成型的產品，從材料開發、工藝優化、性能檢測到售后服務等環節，以低成本為主導線，詳細描述了一個熱壓罐共固化技術工程化的范例，達到了在熱壓罐成型方面明顯降低制造成本的目的。致謝感謝我的指導老師肖聰利，本文是在肖老師的精心指導和科學點撥下完成的。肖老師豐富的科研經驗、嚴謹的治學態度、淵博的學術功底、高尚的人格魅力以及對事業的