1 國外應用現狀

 

　　20世紀60年代，復合材料開始被用來設計制造直升機的整流罩等次承力結構，之后波音、西科斯基和空直等歐美直升機設計制造公司持續關注并開展諸如旋翼結構技術驗證項目、高生存性且低成本可修復機體結構等直升機高性能復合材料應用項目的研究，目前歐美直升機設計制造企業在復合材料的研制開發、設計應用、制造水平上均處于世界前列，NH-90、CH-53K型直升機中復合材料的用量超過90%以上。

 

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　　1.1  未來垂直升力項目

 

　　未來垂直升力（FVL）項目是美國陸軍卓越中心牽頭的國防部聯合研發項目，主要是用來滿足美國陸軍和海軍陸戰隊對武裝直升機和通用運輸直升機的需求，預計在2030年左右取代現有的H-1和H-60機隊，降低美軍直升機的研發和使用維護成本[2]。最終有兩款型號入選該項目，分別是西科斯基和貝爾公司聯合研制的V-280“勇士”傾轉旋翼機、波音公司的SB-1“無畏”。

 

　　作為貝爾公司的第三代傾轉旋翼機V-280，設計人員的關注重點在低成本和設計簡化的可靠性上，通過采用先進材料、自動制造工藝，使用設計制造一體化及低成本研發工具使得研發成本得到明顯降低。蒙皮與肋的裝配過程使用高性能的室溫固化膠進行膠接，設計選用IM10碳纖維環氧寬幅預浸料，通過手工鋪放，制造大尺寸碳纖維蜂窩夾芯結構機翼大梁、蒙皮及肋結構，得益于上述方法的使用，V-280型機的緊固件使用量降低95%，勞動力總成本降低57%[3]。

 

　　波音公司采用在V-22魚鷹運輸機機身蒙皮和波音787客機制造過程中已應用過的自動纖維鋪放技術（AFP）進行SB-1型機的旋翼槳葉制造。主槳葉大梁先通過機器頭沿芯軸鋪放出的碳纖維絲帶制備出來，之后將鋪放出的大梁放置在工裝上通過熱壓罐進行固化。傳統的大梁制造所采用的手工鋪放工藝會出現槳葉與槳葉間離散性大、缺陷數量多且勞動力成本高的問題，采用AFP技術除避免上述手工鋪放帶來的問題外，還可設計制造出性能更穩定優異的無膠接接頭的大梁，大幅縮短槳葉的制造周期，提高了設計自由度水平。

 

　　SB-1型機的機體結構設計制造過程借鑒應用前期的預研成果以及在波音787飛機上已應用過的先進工藝和經驗，使用具有更高的比模量、比強度以及高韌性的復合材料進行結構減重設計。鉚接過程采用機器人鉆孔及安裝緊固件，該技術相較于傳統人工鉚接生產，生產成本減少一半，不合格品率降低90%。

 

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　　1.2  中型直升機H-160

 

　　空直公司集成最新的創新技術研發出中型多用途直升機H-160，該型機能夠滿足近海運輸、緊急醫療服務、私人以及公務航空等多種任務需求，得益于藍色前緣槳葉，可為乘客提供超凡的舒適性，同時該型號也是世界上第1款全復合材料的民用直升機。該型機已于2020年取得歐洲航空安全局頒發的型號合格證。

 

　　H-160直升機使用球柔性旋翼構型，其中的槳轂中央件作為旋翼的核心關鍵件承受離心力、升力、旋轉彎矩、主旋翼扭矩和剪切載荷，受力情況及其復雜。空直公司現有型號的槳轂中央件均為鈦合金材料制成，其4500飛行小時的使用壽命遠低于直升機10000飛行小時的全壽命周期。空直公司在H-160型號設計中創新性的選用聚醚醚酮（PEEK）熱塑性樹脂碳纖維復合材料替代傳統的鈦合金材料制造槳轂中央件，其中的PEEK樹脂是已知的商業化樹脂中耐疲勞性能和抗剪切性能最佳的樹脂，相較于目前常用的環氧樹脂，其抗剪切性能提高18%，疲勞性能提高50%。H-160型機使用熱塑性復合材料設計制造主旋翼槳轂中央件，并成為全球首個依據最新版FAA/EASA 27.573條《復合材料旋翼航空器的損傷容限惡化疲勞評定》開展適航符合性認證工作的機型[4]。

 

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　　1.3  重型直升機CH-53K

 

　　美國國防部2005年底批準西科斯基公司的CH-53K發展計劃，西科斯基公司開始為美國海軍陸戰隊研發一款全新設計的重型直升機，用來替換在伊拉克戰爭中損耗嚴重的CH-53E直升機機隊，該型機于2015年底首飛成功，預計在2029年形成完整的作戰能力。西科斯基公司針對該型號提出5大關鍵技術，分別是GE38渦軸發動機、轉矩分流傳動、線傳飛控、第四代旋翼槳葉以及創新輕質復合材料機身結構[5]。

 

　　CH-53K型機應用的創新輕質復合材料技術中的典型結構代表是無軸承尾槳復合材料柔性梁。作為尾槳飛行關鍵部位，復合材料柔性梁的作用是將所有槳葉的大梁和上下蒙皮連接到尾槳軸，其結構形式呈狗骨頭狀，尺寸達到1626mm×343mm×76mm，由737層預浸料鋪覆而成，結構沿著中軸9°扭轉。由于該件結構形式復雜，鋪層數量過多，若采用傳統的工人手工鋪貼制造，會產生制造工時多，產品合格率低，生產成本過高的問題。為避免上述問題，海軍航空司令部于2011年同Accudyne系統公司簽訂合同，由其開展CH-53K型號的尾旋翼柔性梁自動鋪放技術的研究工作[6]。

 

　　2 國內應用現狀及與國外差距情況

 

　　我國于20世紀80年代從法國引進SA-365N型直升機，并成功國產化為Z9系列直升機，我國從此開始在直升機領域大規模應用復合材料進行結構設計制造，應用部位包括旋翼系統、整流罩、機身蒙皮等機體主、次承力結構，結構形式包括層壓板、蜂窩/泡沫夾層結構，選材類型涵蓋碳纖維、高模量碳纖維、高強玻璃纖維、無堿玻璃布和芳綸纖維環氧樹脂基復合材料。

 

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　　2.1  應用現狀

 

　　國產直升機目前已在旋翼槳葉、機體結構的結構設計中大量選用系列化的中、高溫環氧樹脂基復合材料，T300級碳纖維、R級高強玻璃纖維、無堿玻璃布均得到廣泛應用，復合材料件的制造以熱壓罐成型為主，并已開展非熱壓罐成型固化、3D編織等先進的復合材料成型工藝的應用研究。

 

　　21世紀后，我國基本實現碳纖維和高強玻璃纖維材料的國產化研制，形成了國產復合材料從原材料生產、結構設計、工藝制造、無損檢測和試驗驗證的統一規范，掌握復合材料積木式試驗從試樣級-元件級-組件級-部件級-系統級的試驗設計和試驗結果的分析驗證能力。

 

　　2.2  國內外差距

 

　　近年來，國產直升機結構中復合材料的應用量已大幅提升，但較歐美直升機企業仍有一定差距，主要表現為：國產復合材料的性能穩定性有待提高;非熱壓罐成型技術和低成本復合材料技術與國外存在技術代差;復合材料修理技術水平較低。

 

　　另外，國內新研直升機的復合材料結構采用傳統的積木式試驗進行鑒定取證，需要進行大量的試驗驗證，造成經費成本增加以及取證周期延長。目前，波音公司針對AH-64D型號的旋翼槳葉復合材料驗證所提出的嵌套式認證方法已編入CMH-17G手冊中，試驗數量得到大幅減少，美國旋翼機工業協會針對FVL項目新研的復合材料提出高置信度虛擬認證技術[7]。國內對于嵌套式認證方法應用以及高置信度虛擬認證技術的研究正處于前期理論研究階段。

 

　　3 發展趨勢

 

　　復合材料在直升機結構中的應用比例和重要性不斷提高，未來復合材料的發展方向主要為結構功能一體化、高性能和高穩定性、低成本以及智能化。

 

　　3.1  結構功能一體化

 

　　直升機可以在任何條件跑道上進行低空長時間懸停的飛行特點決定其無法避免因下洗氣流造成的跑道沙石對復合材料結構產生低能量沖擊的問題，直升機因難以設置彈射座椅的現實情況決定在設計時需按抗墜毀要求設計復合材料結構，軍用直升機還需考慮隱身、防彈等要求。未來直升機復合材料結構設計需保證結構性能與功能性相結合，如目前已提出的一體化保護蒙皮[8]概念，在保證復合材料蒙皮具有更好的氣動外形效果的同時，極大提高直升機的隱身性能。

 

　　3.2  高性能和高穩定性

 

　　直升機的旋翼系統振動特性復雜，結構面臨嚴重的剛度、疲勞和壽命問題，對未來直升機用復合材料提出了高性能和高的性能穩定性要求。目前該方面的前沿技術有納米顆粒改性增韌樹脂和熱塑性樹脂等，不僅要保證纖維的高模量和高增強性，還要提高樹脂基體的韌性和耐濕熱性能力。

 

　　3.3  低成本

 

　　直升機結構設計的一個主要關注點是減重問題，通過選用高性能復合材料進行結構減重，可以有效降低用戶的運營成本，但目前復合材料的制造成本相對于鋁合金來說居高不下，并未有效降低制造企業的生產成本，因此直升機結構用復合材料的未來發展方向是在其全壽命周期內的低成本化，即材料、制造、維護3個方面的低成本化。目前該方向的前沿技術包括非熱壓罐固化技術、自動鋪絲技術、復合材料結構修理標準化等。

 

　　3.4  智能化

 

　　直升機未來的結構設計需關注智能復合材料的發展情況，即具有自感知、自診斷、自修復以及自適應的復合材料技術。目前的前沿技術例如具有自修復能力的樹脂，以及含有智能纖維的復合材料，這些技術有助于直升機復合材料結構實現振動和噪聲控制、主動變形以及獲得結構狀態自診斷、損傷自修復的能力。

 

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　　4 結論

 

　　我國直升機保有量較歐美發達國家差距較大，未來國內對直升機的需求依然旺盛，在直升機結構中選用復合材料有利于提高材料力學性能、減輕結構重量、減少生產成本及制造周期，而滿足高性能輕質化結構設計的高性能復合材料將是未來直升機結構設計領域發展的聚焦點之一。根據國外目前高性能復合材料的發展趨勢，我國應關注具有結構功能一體化的復合材料技術;以高性能的熱塑性樹脂基為代表的高性能復合材料技術;以非熱壓罐固化、自動鋪絲為代表的低成本成型技術;以具有自感知、自診斷、自修復以及自適應的智能化復合材料技術，同時應該關注開展復合材料嵌套式認證方法以及高置信度虛擬認證技術的研究。“一代材料、一代裝備”，我國在高性能復合材料的研發應用上雖同國外存在差距，但隨著國家多個預研項目支撐及型號牽引下，應該相信未來國內復合材料技術必將迎頭趕上世界先進水平。

 

　　參考文獻：

 

　　[1] MRAZOVA M. Advanced composite materials of the future in aerospace industry[J]. Incas Bulletin， 2013，5（3）：139-150.

 

　　[2] WHITTLE R. Karem aircraft building new tiltrotor blades[J]. Vertiflite， 2016， 62（1）：36-9.

 

　　[3] MAKEEV A， BAKIS C. Advanced composite materials technology for rotorcraft[C]//39th European Rotorcraft Forum. Moscow， 2013.

 

　　[4] NIKSHIKOV Y， AIROLDI L. Measurement of voids in composites by X-ray computed tomography[J]. Composites Science and Technology， 2013， 89：89-97.

 

　　[5] HE Y， MAKEEV A， SHonKWILER B. Characterization of nonlinear shear properties for composite materials using digital image correlation and finite element analysis[J]. Composite Science and Technology， 2012，73：64-71.

 

　　[6] SCHILLING P J， KAREDLA B R. X-ray computed microtomography of internal damage in fiber reinforced polymer matrix composites[J]. Composite Science and Technology， 2005， 65（14）：2071-2078.

 

　　[7] MCCARTHY D K. Dual-use structures：helicopter empennage antenna prototype[C]//71st AHS. Virginia Beach， 2015.

 

　　[8] CHEN J H， GINGRAS R. Manufacturing of composite helicopter tailboom using AFP process[C]//70th AHS. Montréal， Québec， 2014.