流體力學(xué)中對(duì)流的概念

開(kāi)篇：寫(xiě)作不僅是一種記錄，更是一種創(chuàng)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(xué)中對(duì)流的概念，希望這些內(nèi)容能成為您創(chuàng)作過(guò)程中的良師益友，陪伴您不斷探索和進(jìn)步。

第1篇

除固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體、壓力容器等回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)以纏繞工藝制造為主外，對(duì)行器重要復(fù)合材料結(jié)構(gòu)主要還是以熱壓罐工藝生產(chǎn)，并圍繞該工藝出現(xiàn)了各種整體化成型技術(shù)和自動(dòng)化制造技術(shù)［1］。

1．1數(shù)字化制造技術(shù)

數(shù)字化制造是當(dāng)今世界制造業(yè)發(fā)展的趨勢(shì)，近年來(lái)，數(shù)字化以其柔性好、響應(yīng)快、質(zhì)量高、成本低，正逐漸成為先進(jìn)制造技術(shù)的核心［2］。在傳統(tǒng)的復(fù)合材料研制模式中，設(shè)計(jì)、分析及制造之間的數(shù)據(jù)是通過(guò)模擬量傳遞，構(gòu)件質(zhì)量在很大程度上依賴(lài)于工人的經(jīng)驗(yàn)和熟練程度。而通過(guò)在復(fù)合材料構(gòu)件研制過(guò)程中引入數(shù)字化技術(shù)，可以保證設(shè)計(jì)、分析、制造數(shù)據(jù)源的唯一，做到復(fù)合材料CAD／CAE／CAM一體化，便于數(shù)字量傳遞，減少研制時(shí)間，加快研制進(jìn)度。復(fù)合材料構(gòu)件數(shù)字化制造過(guò)程涉及到的技術(shù)主要包括：可制造性分析、復(fù)合材料構(gòu)件鋪層展開(kāi)、模具和夾具的快速設(shè)計(jì)、模架的選型及快速設(shè)計(jì)、工裝零組件的快速裝配技術(shù)、鋪層排樣技術(shù)、數(shù)控下料技術(shù)、激光定位技術(shù)、成型工藝的仿真及優(yōu)化技術(shù)、工程數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)、數(shù)據(jù)傳遞接口技術(shù)等［3］。以美國(guó)為首的西方發(fā)達(dá)國(guó)家首先采用了數(shù)字化技術(shù)。這項(xiàng)技術(shù)以全面采用數(shù)字化產(chǎn)品定義、數(shù)字化預(yù)裝配、產(chǎn)品數(shù)據(jù)管理、并行工程和虛擬制造技術(shù)為主要標(biāo)志，從根本上改變了復(fù)合材料傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)與制造方式，大幅度提高了制造技術(shù)水平［4］。目前，世界先進(jìn)的飛機(jī)制造商已經(jīng)利用數(shù)字化技術(shù)實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)的“無(wú)紙化”設(shè)計(jì)和生產(chǎn)，美國(guó)波音公司在Boeing777和洛克希德•馬丁公司在F35研制過(guò)程中，采用數(shù)字制造技術(shù)與傳統(tǒng)方式相比，研制周期縮短了2／3，研制成本降低了50％，開(kāi)辟了航空數(shù)字化制造的先河［5］。中國(guó)中航工業(yè)集團(tuán)針對(duì)某機(jī)型復(fù)合材料制件的生產(chǎn)［6］，建立了中國(guó)首個(gè)航空復(fù)合材料制件的數(shù)字化技術(shù)生產(chǎn)系統(tǒng)，依托數(shù)字化技術(shù)和數(shù)據(jù)庫(kù)系統(tǒng)的支撐，通過(guò)數(shù)據(jù)庫(kù)與生產(chǎn)線的數(shù)據(jù)交換接口系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)庫(kù)與數(shù)字化生產(chǎn)線對(duì)接，將產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、車(chē)間MES系統(tǒng)、工裝設(shè)計(jì)生產(chǎn)、固化成型、無(wú)損檢測(cè)、裝配等實(shí)現(xiàn)數(shù)字化，并將各環(huán)節(jié)的軟件接口進(jìn)行對(duì)接，打通了復(fù)合材料制件數(shù)字化制造過(guò)程，起到提高產(chǎn)品質(zhì)量、縮短研制周期，進(jìn)一步減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量的目的。在中國(guó)民用飛機(jī)研制中也將復(fù)合材料構(gòu)件設(shè)計(jì)制造技術(shù)與數(shù)字化技術(shù)相結(jié)合，以實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料構(gòu)件設(shè)計(jì)與制造各環(huán)節(jié)數(shù)字化、數(shù)據(jù)流暢通和復(fù)合材料構(gòu)件在并行工作模式下的設(shè)計(jì)、工藝、制造、檢測(cè)全過(guò)程的集成，促進(jìn)飛機(jī)復(fù)合材料構(gòu)件的大面積使用和降低制造成本。

1．2自動(dòng)化制造技術(shù)

采用預(yù)浸料／熱壓罐工藝制備復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，首先需要按設(shè)計(jì)要求將一定尺寸、形狀、數(shù)量的預(yù)浸料在模具上鋪疊成層合結(jié)構(gòu)的坯料，然后再將其放入熱壓罐中固化。預(yù)浸料坯料，即預(yù)浸料預(yù)成型體的制備是整個(gè)制造過(guò)程中周期最長(zhǎng)、勞動(dòng)強(qiáng)度最大的工藝環(huán)節(jié)，也是決定復(fù)合材料制造質(zhì)量的關(guān)鍵。傳統(tǒng)的預(yù)浸料／熱壓罐工藝采用下料、人工鋪貼、預(yù)壓實(shí)的方式進(jìn)行預(yù)浸料預(yù)成型體的制備，存在時(shí)間長(zhǎng)、成本高、工藝質(zhì)量不易控制、大型制件難以制造等問(wèn)題。因此如何實(shí)現(xiàn)預(yù)浸料預(yù)成型體的機(jī)械化、自動(dòng)化制造成為了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)低成本高品質(zhì)制造技術(shù)的核心［7］，近些年涌現(xiàn)出自動(dòng)鋪放技術(shù)、熱隔膜技術(shù)、機(jī)械變形成型技術(shù)等，在極大提高生產(chǎn)效率的同時(shí)，保證了成型質(zhì)量的穩(wěn)定性。1．2．1自動(dòng)鋪放技術(shù)自動(dòng)鋪放技術(shù)包括自動(dòng)鋪絲（AFP）和自動(dòng)鋪帶（ATL），共同特點(diǎn)是使用預(yù)浸料實(shí)現(xiàn)預(yù)成型體的數(shù)字化、自動(dòng)化制造。ATL技術(shù)主要用于機(jī)翼壁板等小曲率、平面類(lèi)結(jié)構(gòu)成型，AFP技術(shù)主要用于機(jī)身等大曲率復(fù)雜結(jié)構(gòu)成型。自動(dòng)鋪帶技術(shù)集預(yù)浸料裁剪、定位、鋪貼、壓實(shí)等于一體，其自動(dòng)化成型CAD／CAM技術(shù)涉及原材料選擇、材料設(shè)計(jì)、產(chǎn)品結(jié)構(gòu)與鋪層設(shè)計(jì)、線型設(shè)計(jì)、工藝制度設(shè)計(jì)、運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算、成型加工與檢測(cè)、模具技術(shù)等多方面［8］。根據(jù)復(fù)合材料預(yù)浸帶的特性，自動(dòng)鋪帶CAD／CAM軟件開(kāi)發(fā)中都要遵循“自然路徑”的概念［9］，否則會(huì)出現(xiàn)纖維的褶皺、預(yù)浸帶難以貼合模具表面以及預(yù)浸帶之間留下縫隙等缺陷；而自動(dòng)鋪絲技術(shù)中，各預(yù)浸紗獨(dú)立輸送，不受自動(dòng)鋪帶中“自然路徑”軌跡限制，鋪放軌跡自由度更大，甚至可實(shí)現(xiàn)連續(xù)變角度鋪放，但不同的鋪放軌跡可能會(huì)影響生產(chǎn)效率以及制件的成型質(zhì)量。由此可見(jiàn)，對(duì)于自動(dòng)鋪放工藝，鋪放軌跡的設(shè)計(jì)是控制工藝質(zhì)量的核心，而通過(guò)計(jì)算機(jī)模擬鋪放過(guò)程，定義并優(yōu)化鋪放軌跡是主要途徑。美國(guó)Cincinnati公司［10］以CATIA為基礎(chǔ)開(kāi)發(fā)的ACRAPATH可實(shí)現(xiàn)離線的模型導(dǎo)入、軌跡生產(chǎn)、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?qū)崿F(xiàn)調(diào)用工程軟件中的鋪放模型，而且還能夠自動(dòng)生成鋪帶代碼文件，兼容常見(jiàn)的CATIA、NX和ProE等工程軟件；西班牙M－Torres公司以CATIA為基礎(chǔ)開(kāi)發(fā)了方便編程的CAD／CAM軟件模塊；法國(guó)Forest－line公司采用法國(guó)純粹和應(yīng)用數(shù)學(xué)中心（CIMPA）SA注冊(cè)的TapeLay軟件設(shè)計(jì)并集成到CATIAV5的CAM模塊，能夠?qū)崿F(xiàn)鋪帶軌跡規(guī)劃線型的比較與仿真［12］。國(guó)內(nèi)相關(guān)方面研究起步相對(duì)較晚，主要是樣機(jī)研制、產(chǎn)品試制以及技術(shù)儲(chǔ)備階段。在自動(dòng)鋪帶方面，肖軍等［13］根據(jù)微分幾何理論證明了在可展曲面上“自然路徑”與測(cè)地線的等價(jià)，并基于AutoCAD環(huán)境，應(yīng)用弧長(zhǎng)展開(kāi)變換方法構(gòu)造了柱面鋪帶軌跡算法，開(kāi)發(fā)了具有機(jī)器代碼生成的仿真軟件，能夠?qū)崿F(xiàn)給定形狀、給定鋪層構(gòu)件的鋪帶軌跡生成、后置處理與加工指令生成。在自動(dòng)鋪絲方面，肖軍等［14］開(kāi)發(fā)了基于OpenGL的自動(dòng)鋪絲運(yùn)動(dòng)模擬設(shè)計(jì)與仿真軟件和基于CATIA的自動(dòng)鋪絲CAD／CAM軟件原型，選取初始參考線，構(gòu)建適當(dāng)?shù)那娴染嗥揭七M(jìn)行軌跡規(guī)劃和選取合適的參考軸線，并構(gòu)造曲面與該軸線固定角度的迭代格式。同時(shí)，韓振宇等［15］研究并開(kāi)發(fā)了能夠?qū)崿F(xiàn)仿真纖維鋪放路徑規(guī)劃的軟件系統(tǒng)，利用平行投影定理實(shí)現(xiàn)鋪放軌跡在網(wǎng)格單元共享頂點(diǎn)處良好銜接，提出并驗(yàn)證了等距偏置算法。1．2．2基于自動(dòng)鋪帶的曲率結(jié)構(gòu)成型技術(shù)航空復(fù)合材料中加筋壁板結(jié)構(gòu)十分常見(jiàn)，其筋條由于曲率加大，難以直接采用自動(dòng)鋪帶工藝制備，而采用自動(dòng)鋪絲工藝效率偏低。為此常采用自動(dòng)鋪帶工藝先制備平板預(yù)浸料坯料，然后采用熱隔膜工藝或機(jī)械變形工藝將其成型為帶曲率預(yù)制件，可以得到L型、C型、I型等筋條。1）熱隔膜成型工藝對(duì)于復(fù)合材料，熱隔膜工藝［16］最初是用于熱塑性復(fù)合材料的制造，而后發(fā)展為帶曲率熱固性復(fù)合材料預(yù)制件的重要成型方法。該技術(shù)先將自動(dòng)鋪帶機(jī)或人工鋪覆成的平板結(jié)構(gòu)放置于熱隔膜成型機(jī)上，平板結(jié)構(gòu)表面覆蓋一種延展性和強(qiáng)度較高的隔膜，在隔膜內(nèi)部抽真空，利用負(fù)壓和紅外輻射加熱，將平板結(jié)構(gòu)整體貼合模具成型，從而壓實(shí)成具有曲面結(jié)構(gòu)的預(yù)制件，如圖1所示。工藝過(guò)程中復(fù)合材料受熱溫度較低，未發(fā)生明顯固化，因此需再用熱壓罐等工藝進(jìn)行固化。該方法非常適合于大型曲面復(fù)雜件，如梁和長(zhǎng)桁的制造，預(yù)成型型面精度容易控制，并且自動(dòng)化程度高，勞動(dòng)力成本低。熱隔膜成型過(guò)程中預(yù)浸料鋪層之間、預(yù)浸料與模具表面以及預(yù)浸料與熱隔膜之間均發(fā)生著復(fù)雜的摩擦行為，還涉及到紅外加熱、模具預(yù)加熱帶來(lái)的溫度場(chǎng)變化，需要控制合理的預(yù)浸料滑移量和滑移速度，才能避免預(yù)制件中發(fā)生纖維褶皺等缺陷。作者團(tuán)隊(duì)［16－18］針對(duì)熱固性單向帶，研究了熱隔膜成型過(guò)程中C型預(yù)成型體和模具溫度的變化規(guī)律以及成型溫度、預(yù)成型體尺寸、成型速率對(duì)試件表面質(zhì)量和內(nèi)部缺陷的影響，并建立了預(yù)浸料滑移摩擦力測(cè)試方法，發(fā)現(xiàn)通過(guò)調(diào)控工藝溫度和抽真空速率，可以改變預(yù)浸料滑移摩擦力的大小和滑移量，最終影響復(fù)合材料的工藝質(zhì)量。借助計(jì)算機(jī)模擬技術(shù)，可以分析熱隔膜工藝中溫度場(chǎng)和預(yù)浸料的滑移狀態(tài)。如Pantelakis和Baxevani［19］研究了熱隔膜工藝的產(chǎn)品質(zhì)量及成本的最優(yōu)條件；Labeas等［20］通過(guò)有限元方法研究了紅外輻射加熱對(duì)熱隔膜成型過(guò)程溫度分布的影響；Smiley和Pipes［21］通過(guò)數(shù)值模擬分析了熱塑性復(fù)合材料在隔膜成型過(guò)程中的變形行為；Krebs［22］和Mallon［23］等對(duì)碳纖維／PEEK復(fù)合材料雙隔膜成型過(guò)程進(jìn)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(lèi)等在內(nèi)的影響成型質(zhì)量的因素，并進(jìn)一步分析了預(yù)浸料鋪層的滑移變形過(guò)程。下一步研究趨勢(shì)應(yīng)為實(shí)現(xiàn)熱隔膜成型全過(guò)程的有限元模擬，包括溫度變化情況以及變形過(guò)程應(yīng)力分布的預(yù)報(bào)。2）機(jī)械變形成型工藝機(jī)械方式的變形成型工藝，其實(shí)質(zhì)是熱隔膜成型工藝的發(fā)展。熱隔膜在成型時(shí)只有一個(gè)真空負(fù)壓的作用，難以成型厚度較大的層板，而采用機(jī)械壓力則可以完成厚層板的變形，得到帶曲率預(yù)成型體。該技術(shù)依然是利用自動(dòng)鋪帶技術(shù)將預(yù)浸料鋪疊成平板，然后利用機(jī)械的方式將平板貼向具有一定曲面構(gòu)型的模具，預(yù)浸料平板一端被設(shè)備對(duì)壓運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)固定，另一端放置在成型機(jī)構(gòu)端的上下加熱片間，加熱后，預(yù)浸料層在設(shè)備下壓運(yùn)動(dòng)的機(jī)械作用下成型成L型制件，并可通過(guò)對(duì)壓運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)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(jī)械方式的變形成型工藝易于工廠自動(dòng)化生產(chǎn)和流水線作業(yè)，對(duì)提高梁結(jié)構(gòu)制件的生產(chǎn)效率具有重要意義。這類(lèi)成型工藝最早曾用于制造westland30－300直升機(jī)的熱塑性基體復(fù)合材料水平安定面。目前，空客已將機(jī)械方式的變形成型工藝運(yùn)用到A350XWB機(jī)翼長(zhǎng)桁的自動(dòng)化生產(chǎn)線上。

1．3整體化成型技術(shù)

易于實(shí)現(xiàn)大面積整體成型是復(fù)合材料制造的顯著特點(diǎn)之一，對(duì)行器結(jié)構(gòu)而言，大面積整體成型復(fù)合材料在滿(mǎn)足結(jié)構(gòu)總體性能要求的前提下，可以大幅減少零件與緊固件數(shù)目，從而減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、降低成本，特別是裝配成本，這是美國(guó)CAI計(jì)劃解決的主要關(guān)鍵技術(shù)之一。1）基于熱壓罐成型的共固化技術(shù)對(duì)于熱壓罐工藝而言，整體成型的關(guān)鍵是共固化／共膠接（Cocured／Cobonded）技術(shù)。在國(guó)防和民用飛行器方面，復(fù)合材料大面積整體成型技術(shù)均發(fā)展迅速，獲得了顯著效益，如F－22和F－35機(jī)翼均由4塊整體成型機(jī)翼壁板構(gòu)成，B－2外翼由兩塊大的外翼蒙皮構(gòu)成；大型客機(jī)方面，A380中央翼、Boeing787機(jī)身和機(jī)翼、空客A350XWB機(jī)翼都采用了復(fù)合材料整體化結(jié)構(gòu)［24］。目前對(duì)于大型復(fù)雜構(gòu)件，如大尺寸變厚度結(jié)構(gòu)、多筋厚蒙皮結(jié)構(gòu)和整體框、梁等結(jié)構(gòu)的整體成型技術(shù)，如何實(shí)現(xiàn)大型復(fù)合材料構(gòu)件整體化成型與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析相結(jié)合，提高質(zhì)量控制精度是目前的研究重點(diǎn)。此外，結(jié)合自動(dòng)鋪放技術(shù)的整體化成型技術(shù)已成為航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的首選工藝。例如Boeing787的所有翼面及翼盒構(gòu)件均采用自動(dòng)鋪帶技術(shù)制造，機(jī)身段采用自動(dòng)鋪絲技術(shù)制造。A380的尾錐、A350XWB的尾錐和C形梁使用自動(dòng)鋪絲工藝制成，如圖2所示。V－22飛機(jī)的后機(jī)身，F(xiàn)－22和F－35復(fù)合材料的S形進(jìn)氣道采用自動(dòng)鋪絲技術(shù)制造［25］。2）預(yù)浸料／液體成型的共固化技術(shù)預(yù)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(shù)人員考慮將兩者結(jié)合，取長(zhǎng)補(bǔ)短，在性能和成本上做出平衡，由此預(yù)浸料／液體成型共固化工藝應(yīng)運(yùn)而生。該工藝原理［26］是將預(yù)浸料鋪層和干纖維預(yù)成型體組合在一起，將樹(shù)脂注入干纖維預(yù)成體中，進(jìn)一步使其與預(yù)浸料鋪層一同固化形成一個(gè)整體，預(yù)浸料鋪層主要用于蒙皮結(jié)構(gòu)，干纖維預(yù)成型體主要用于筋條、凸臺(tái)、連接部分等復(fù)雜結(jié)構(gòu)。該工藝可以通過(guò)改變預(yù)浸料鋪層、干纖維預(yù)成型體的結(jié)構(gòu)和組合方式，制造復(fù)雜形狀構(gòu)件，可以大幅度減少零件、緊固件的數(shù)量和裝配工序，并且簡(jiǎn)化了模具設(shè)計(jì)和樹(shù)脂充模過(guò)程，從而降低了制造成本，減輕了制件質(zhì)量。此外，預(yù)浸料鋪層和干纖維預(yù)成型體可以根據(jù)要求選擇不同種類(lèi)的樹(shù)脂、纖維和織構(gòu)形式，從而靈活地設(shè)計(jì)制件的性能。典型的預(yù)浸料／液體成型共固化工藝包含樹(shù)脂傳遞模塑／預(yù)浸料共固化工藝（Co－curingResinTransferMoldingProcess，Co－RTM）、真空灌注／預(yù)浸料共固化工藝（Co－curingVacuumAssistantResinInfusionProcess，Co－VARI）、樹(shù)脂膜熔滲／預(yù)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(jī)承力結(jié)構(gòu)，被證明是一種極具發(fā)展前途的復(fù)合材料低成本整體成型制造技術(shù)。例如，Co－RTM工藝首先由美國(guó)NorthropGrum－man公司［27］提出，用于生產(chǎn)大型整體復(fù)合材料制件，繼而在美國(guó)CAI計(jì)劃中得到進(jìn)一步發(fā)展。F－35垂直安定面采用自動(dòng)鋪帶的Co－RTM工藝制造，制造成本降低1．4萬(wàn)美元，質(zhì)量減少7％，零件數(shù)減少52％，模具數(shù)減少38％；F－35采用三維編織加強(qiáng)筋和絲束鋪放的Co－RTM工藝制造整體進(jìn)氣道，緊固件減少95％，減重36．4kg，成本降低20萬(wàn)美元。歐洲“CleanSky”計(jì)劃［28］中包含了Co－RFI工藝，采用該工藝制備的復(fù)合材料力學(xué)性能達(dá)到了所用的OoA（OutofAutoclaveProcess）預(yù)浸料強(qiáng)度的水平。作者團(tuán)隊(duì)［29－35］對(duì)Co－RFI和Co－VARI工藝開(kāi)展了研究，通過(guò)對(duì)加筋壁板制備工藝的研究，證明Co－VARI獲得的力學(xué)性能低于預(yù)浸料／熱壓罐工藝，而高于RFI工藝，預(yù)浸料部分與RFI部分的結(jié)合界面性能優(yōu)異，同時(shí)工藝周期短，有望用于民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造。航天特種材料及工藝研究所采用Co－RTM工藝制備復(fù)雜彈體結(jié)構(gòu)，簡(jiǎn)化了模具結(jié)構(gòu)和工序，提高了成品率、降低了工藝時(shí)間。

2新型低成本制造技術(shù)

2．1非熱壓罐技術(shù)

非熱壓罐技術(shù)常被稱(chēng)為OoA，是相對(duì)于傳統(tǒng)的熱壓罐成型技術(shù)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(zhì)量的復(fù)合材料制件［36］。廣義上來(lái)說(shuō)，凡是不使用熱壓罐設(shè)備的復(fù)合材料制件的成型方法，都可以稱(chēng)之為非熱壓罐成型技術(shù)。目前為止，在航空航天制件中獲得應(yīng)用的非熱壓罐成型技術(shù)主要有以下幾種［37］：非熱壓罐預(yù)浸料技術(shù)、液體成型技術(shù)、先進(jìn)拉擠成型技術(shù)、預(yù)浸料模壓成型技術(shù)等。在這些技術(shù)中，由于非熱壓罐預(yù)浸料技術(shù)更接近于傳統(tǒng)的熱壓罐成型工藝，有著廣泛的手工鋪貼和自動(dòng)鋪貼的工藝基礎(chǔ)，因而被視為最有可能大規(guī)模實(shí)現(xiàn)的非熱壓罐成型技術(shù)。非熱壓罐預(yù)浸料技術(shù)是以預(yù)浸料層合結(jié)構(gòu)為主，沿用手工鋪貼和自動(dòng)鋪貼，最后采用真空袋工藝固化的方法。為了滿(mǎn)足制造質(zhì)量和機(jī)械性能與熱壓罐工藝相當(dāng)，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(mǎn)足要求的較低孔隙率水平，而采用具有適當(dāng)流動(dòng)特性的樹(shù)脂體系，并制備出部分浸潤(rùn)纖維的預(yù)浸料是實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)的關(guān)鍵，它能保證即使制備厚制件時(shí)樹(shù)脂也能在低壓下充分流動(dòng)，保證纖維密實(shí)從而獲得高的纖維含量；同時(shí)在真空作用下部分浸潤(rùn)形成的預(yù)浸料坯料內(nèi)部通道，能夠保證揮發(fā)充分和夾雜空氣充分排除，獲得低的孔隙率。目前，國(guó)外的預(yù)浸料制造商已研發(fā)出多種用于OoA工藝的預(yù)浸料體系，用于制造飛機(jī)的非承力、次承力、主承力結(jié)構(gòu)。如英國(guó)ACG公司［38］推出的MTM44－1環(huán)氧預(yù)浸料體系已經(jīng)通過(guò)了空客公司的認(rèn)證，將應(yīng)用機(jī)的主承力結(jié)構(gòu)，MTM44－1已經(jīng)在ALCAS（AdvancedLowCostAircraftStructure）計(jì)劃中應(yīng)用于制造民機(jī)機(jī)翼中央翼盒下壁板、商務(wù)機(jī)機(jī)翼平臺(tái)、機(jī)翼C型梁試驗(yàn)件、C－17運(yùn)輸機(jī)后緣等飛機(jī)結(jié)構(gòu)件演示驗(yàn)證件。ACG公司的MTM45－1正在空客認(rèn)證過(guò)程中，已經(jīng)在美國(guó)“先進(jìn)復(fù)合材料貨運(yùn)飛機(jī)”（Ad－vancedCompositesCargoAircraft）計(jì)劃中得到了初步應(yīng)用，MTM45－1被作為該計(jì)劃驗(yàn)證機(jī)全復(fù)合材料機(jī)身結(jié)構(gòu)材料。美國(guó)Hexcel公司［39］的HexPly?M56、Cytec公司的Cycom?5215預(yù)浸料也在民用航空領(lǐng)域有好的應(yīng)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(fù)合材料構(gòu)件，如復(fù)合材料乘員艙（Compos－iteCrewModule，CCM）、直徑達(dá)10m的太空發(fā)射系統(tǒng)的有效載荷整流罩等；ACG推出的LTM45系列材料應(yīng)用于Delta火箭筒段等結(jié)構(gòu)。國(guó)內(nèi)的研究尚處于起步階段，中航工業(yè)集團(tuán)公司［41］研制出“VB”系列真空袋固化樹(shù)脂體系與T700SC碳纖維配合，制成的預(yù)浸料在真空袋壓成型下能達(dá)到1％的孔隙率。圖4非熱壓罐預(yù)浸料M56制備的厚層板照片F(xiàn)ig．4MorphologyofthicklaminatemadeofM56outofautoclaveprepreg微波固化［42］屬于新興的非熱壓罐固化技術(shù)。與熱壓罐和烘箱的表面加熱技術(shù)不同，微波固化屬于體積加熱，通過(guò)電磁作用使制件整體均勻快速加熱，熱量傳遞滯后問(wèn)題被大大減弱，固化效率提高的同時(shí)減少了能耗，微波固化設(shè)備如圖5所示。英國(guó)GKN［43］宇航公司在微波固化技術(shù)商業(yè)化方面開(kāi)展了大量工作，該公司采用微波技術(shù)和商業(yè)化的環(huán)氧預(yù)浸料制備了飛機(jī)襟翼加筋壁板等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，如圖6所示，發(fā)現(xiàn)與熱壓罐工藝相比，固化質(zhì)量相當(dāng)，而工藝時(shí)間縮短40％，能耗減少80％。需要注意的是，由于不同材料對(duì)微波的吸收和反射特性不同，應(yīng)充分掌握復(fù)合材料、模具、工藝輔助材料吸收微波能量的特性，以合理設(shè)計(jì)工藝條件。

2．2液體成型

液體成型技術(shù)（LCM，LiquidCompositesMolding）［44］是一種世界公認(rèn)的低成本制造技術(shù)，在航空航天領(lǐng)域發(fā)展十分迅速，主要包括樹(shù)脂傳遞模塑成型RTM（ResinTransferMolding）、樹(shù)脂膜熔滲成型RFI（ResinFilmInfusion）、真空輔助樹(shù)脂灌注成型VARI（VacuumAssistantResinInfusion）等。這些技術(shù)不采用預(yù)浸料，投資較小、生產(chǎn)效率高、能耗低，同時(shí)采用二維、三維編織及多向針織、縫編等技術(shù)制備纖維預(yù)成型體，克服了傳統(tǒng)復(fù)合材料層間強(qiáng)度低、易分層的弱點(diǎn)，提高了復(fù)合材料的抗損傷能力。目前液體成型技術(shù)在航空航天承力結(jié)構(gòu)上獲得了越來(lái)越多的應(yīng)用，如美國(guó)F－22［45］的360個(gè)零件采用RTM工藝制造，包括機(jī)翼正弦波梁、尾翼工字形梁、肋、機(jī)身框、襟副翼等；空客A380的機(jī)翼后緣和后壓力隔框，Boeing787機(jī)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(jī)翼蒙皮、前機(jī)身、機(jī)翼翼梁、垂尾、運(yùn)輸機(jī)貨艙門(mén)、彈道導(dǎo)彈儀器艙段的制造［47］。此外，國(guó)內(nèi)外也開(kāi)始將Z向增強(qiáng)技術(shù)與液體成型工藝相結(jié)合，具有工藝成本低，整體化程度高且界面連接強(qiáng)度大等優(yōu)勢(shì)［48］。由于對(duì)樹(shù)脂體系低黏度等工藝性要求，其LCM工藝的樹(shù)脂基體增韌受到限制，使得制備的復(fù)合材料韌性普遍低于預(yù)浸料／熱壓罐工藝，而纖維預(yù)成型體增韌技術(shù)成為了解決這一問(wèn)題的重要途徑［49］。美國(guó)Cytec公司開(kāi)發(fā)出一種稱(chēng)為“Pri－form”的液體成型工藝，該工藝將熱塑性纖維與增強(qiáng)纖維編織，熱固性樹(shù)脂充模保溫過(guò)程中熱塑性纖維熔于熱固性樹(shù)脂中，在實(shí)現(xiàn)對(duì)復(fù)合材料增韌的同時(shí)不影響充模樹(shù)脂優(yōu)良的流動(dòng)性，獲得工藝質(zhì)量易控、韌性?xún)?yōu)異的復(fù)合材料。益小蘇和杜善義［50］發(fā)明了ESTM（ExSituTrademark）織物，該織物表面以點(diǎn)陣方式附著了增韌劑，在不影響樹(shù)脂充模的前提下極大提高了復(fù)合材料韌性。為了進(jìn)一步降低成本、擴(kuò)大適用范圍，新型的液體成型技術(shù)也不斷涌現(xiàn)。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(dǎo)熱流體中，基于流體導(dǎo)熱的優(yōu)勢(shì)，實(shí)現(xiàn)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(dá)到22℃／min。該技術(shù)已用于制造F－35戰(zhàn)斗機(jī)的垂直尾翼翼梁等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。美國(guó)Hexcel公司開(kāi)發(fā)了能夠鋪放干纖維的自動(dòng)鋪放設(shè)備和單向帶HiTape?，實(shí)現(xiàn)了干纖維預(yù)成型體的自動(dòng)化制備，然后進(jìn)行樹(shù)脂注射或灌注工藝，固化得到制件的纖維含量可以達(dá)到60％，其力學(xué)性能與熱壓罐工藝相當(dāng)，因此有望用機(jī)主承力結(jié)構(gòu)。

2．3預(yù)浸料拉擠成型技術(shù)

拉擠成型是一種連續(xù)生產(chǎn)復(fù)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(shù)脂后通過(guò)模具進(jìn)行預(yù)成型和固化，其自動(dòng)化程度較高。先進(jìn)拉擠成型技術(shù)簡(jiǎn)稱(chēng)ADP（AdvancedPultru－sion），是直接對(duì)預(yù)浸料進(jìn)行拉擠成型的自動(dòng)化生產(chǎn)工藝，尤其適合生產(chǎn)各類(lèi)直線性、固定截面的型材。ADP成形技術(shù)綜合了手工預(yù)浸料鋪疊力學(xué)性能優(yōu)勢(shì)和拉擠成形自動(dòng)化的優(yōu)勢(shì)，根據(jù)最終型材外形和性能要求，選擇預(yù)浸料的合適寬度、預(yù)浸料層數(shù)和鋪層方向。由于原材料采用的是預(yù)浸料，可以根據(jù)構(gòu)件的設(shè)計(jì)要求，實(shí)現(xiàn)任何鋪層（包括單向和±45°織物預(yù)浸料）的組合。由于空客A380、A350、Boeing787、A400M等大型飛機(jī)大量使用復(fù)合材料筋肋與蒙皮共固化的工藝技術(shù)，采用ADP技術(shù)制造的長(zhǎng)桁和梁類(lèi)構(gòu)件容易實(shí)現(xiàn)制件固化度的控制，達(dá)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(guò)微變形適應(yīng)不同型面，如翼面、機(jī)身壁板，最終與壁板共固化得到加筋壁板結(jié)構(gòu)件［52－53］。采用ADP技術(shù)制造的復(fù)合材料型材自1996年開(kāi)始應(yīng)用于A330－200的垂尾以來(lái)，空客所有垂尾上復(fù)合材料的拉擠構(gòu)件全部改用日本JAM－CO公司ADP型材，這些型材通過(guò)熱壓罐共固化與翼面蒙皮復(fù)合。同樣，近年投入航線運(yùn)營(yíng)的空客A380機(jī)體結(jié)構(gòu)中也大量使用了采用ADP成形技術(shù)生產(chǎn)的梁、桁構(gòu)件，不僅在垂尾中大量采用了拉擠型材，而且機(jī)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(xù)纖維增強(qiáng)熱塑性復(fù)合材料制造技術(shù)

以往的熱塑性樹(shù)脂基復(fù)合材料因力學(xué)性能偏低、尺寸穩(wěn)定性差等問(wèn)題，在飛行器結(jié)構(gòu)上鮮有應(yīng)用。然而隨著聚醚醚酮（PEEK，Poly－etheretherketone）、聚苯硫醚（PPS，Polypheny－leneSulfide）等航空級(jí)高性能熱塑性樹(shù)脂基體及其連續(xù)纖維復(fù)合材料的出現(xiàn)，使其在飛行器上的應(yīng)用受到了廣泛關(guān)注。例如，PEEK預(yù)浸料已經(jīng)應(yīng)用在F117A的全自動(dòng)尾翼、C－130機(jī)身的腹部壁板、法國(guó)陣風(fēng)機(jī)身蒙皮等，空客A340／A380飛機(jī)機(jī)翼前緣應(yīng)用了玻璃纖維增強(qiáng)的聚苯硫醚復(fù)合材料［56－58］。Fokker公司目前正在開(kāi)發(fā)碳纖維增強(qiáng)聚醚酮酮熱塑性復(fù)合材料相關(guān)技術(shù)，擬用在下一代商業(yè)飛機(jī)的主承力結(jié)構(gòu)上，目前已經(jīng)做出了扭矩盒示范件，如圖9所示。該扭矩盒長(zhǎng)達(dá)12m，通過(guò)感應(yīng)焊接法將加強(qiáng)筋焊接在扭矩盒上。連續(xù)熱塑性復(fù)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(wěn)定的特點(diǎn)使其應(yīng)用越來(lái)越廣泛。此外，適用于熱塑性復(fù)合材料的自動(dòng)鋪放工藝也在美國(guó)、加拿大以及歐洲等國(guó)獲得研發(fā)。熱塑性預(yù)浸料黏性極低，需要鋪放頭有較高的加熱能力才能實(shí)現(xiàn)鋪放，通常采用激光加熱的方式。此外，與熱固性樹(shù)脂基復(fù)合材料的自動(dòng)鋪放工藝不同的是，熱塑性復(fù)合材料在鋪放時(shí)若溫度和壓力適宜，鋪放后可以達(dá)到足夠的密實(shí)程度，有可能不需要再進(jìn)行熱壓罐固化，從而進(jìn)一步降低制造成本。

3復(fù)合工藝?yán)碚撆c制造模擬

復(fù)合材料工藝過(guò)程發(fā)生著物理、化學(xué)、物理／化學(xué)耦合、熱／力耦合等復(fù)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(nèi)在聯(lián)系及對(duì)最終產(chǎn)品的影響，工藝質(zhì)量將難以控制，采用大量實(shí)驗(yàn)和經(jīng)驗(yàn)摸索出的工藝方案適用性較差。為此，大量研究關(guān)注了復(fù)合材料工藝各環(huán)節(jié)的基礎(chǔ)理論問(wèn)題，并且試圖用各種物理模型和數(shù)學(xué)模型進(jìn)行定性和定量的描述，為制造方案的制定和優(yōu)化提供依據(jù)。此外，復(fù)合材料工藝模型通常較為復(fù)雜，難以得到解析解，因此借助計(jì)算機(jī)對(duì)其進(jìn)行分析，模擬工藝過(guò)程，可以得到溫度、壓力、固化度、纖維分布、內(nèi)應(yīng)力等重要參量隨時(shí)間、位置的變化數(shù)據(jù)，進(jìn)而評(píng)估制造缺陷的程度，優(yōu)化工藝參數(shù)［63］。液體成型理論分析與模擬早有報(bào)告，并較成熟，而針對(duì)熱壓罐工藝成型固化過(guò)程的相關(guān)理論分析和模擬難度大，但很重要。

3．1復(fù)合材料傳熱行為

熱壓罐內(nèi)存在著罐內(nèi)氣體與模具、復(fù)合材料成型封裝體系的熱量交換以及復(fù)合材料構(gòu)件內(nèi)部的熱量變化。兩個(gè)溫度場(chǎng)保持相對(duì)獨(dú)立穩(wěn)定性的同時(shí)又存在著相互影響，造成整個(gè)體系內(nèi)復(fù)雜的溫度分布情況，直接影響復(fù)合材料成型質(zhì)量［64－68］。熱壓罐內(nèi)溫度場(chǎng)多采用笛卡兒坐標(biāo)系下的N－S控制方程來(lái)描述，利用計(jì)算流體力學(xué)中連續(xù)、運(yùn)動(dòng)、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(nèi)強(qiáng)迫對(duì)流換熱的溫度場(chǎng)三維非定常有限元模擬方法。模擬方法可以實(shí)現(xiàn)熱壓罐內(nèi)的模具溫度分布情況的預(yù)報(bào)，并可以對(duì)溫度場(chǎng)工藝參數(shù)、模具結(jié)構(gòu)參數(shù)和罐內(nèi)擺放位置等因素進(jìn)行研究，優(yōu)化罐內(nèi)溫度分布情況［69－72］。

3．2復(fù)合體系傳質(zhì)與傳壓行為

纖維密實(shí)／樹(shù)脂滲流是指在外加壓力作用下，復(fù)合材料成形體內(nèi)樹(shù)脂相對(duì)于纖維而流動(dòng)，并導(dǎo)致纖維堆積和排列狀態(tài)發(fā)生變化。為實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料成型過(guò)程中纖維密實(shí)與樹(shù)脂滲流的模擬分析，基于達(dá)西定律和質(zhì)量守恒定律，Springer提出了波浪式密實(shí)模型，Gutowski提出了海綿式密實(shí)模型［80］，作者團(tuán)隊(duì)提出了漸進(jìn)式雙重密實(shí)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(shù)對(duì)密實(shí)的影響。3．3應(yīng)力與變形材料的熱脹冷縮反應(yīng)、樹(shù)脂固化收縮效應(yīng)以及復(fù)合材料與模具材料在熱膨脹系數(shù)上的巨大差異，使得制件結(jié)構(gòu)內(nèi)部將不可避免地產(chǎn)生殘余應(yīng)力，進(jìn)而引起復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件在脫模后產(chǎn)生回彈變形以及翹曲變形，使構(gòu)件在室溫下的自由形狀與預(yù)期的設(shè)計(jì)形狀存在一定的差異，即產(chǎn)生固化變形［87－92］。熱應(yīng)變的產(chǎn)生是由于在復(fù)合材料固化成型過(guò)程中，復(fù)合材料的溫度受熱傳遞和樹(shù)脂固化反應(yīng)放熱的影響，不斷產(chǎn)生變化，當(dāng)溫度增高時(shí)，復(fù)合材料受熱膨脹，當(dāng)溫度下降時(shí)，復(fù)合材料收縮，從而產(chǎn)生了隨溫度而改變的熱應(yīng)變。在復(fù)合材料的固化成型過(guò)程中，樹(shù)脂基體發(fā)生交聯(lián)固化反應(yīng)，使復(fù)合材料產(chǎn)生體積收縮，由于復(fù)合材料內(nèi)部固化度的不一致，各部分的收縮并不相同，從而導(dǎo)致了化學(xué)收縮應(yīng)變的產(chǎn)生［93－100］。復(fù)合材料成型過(guò)程的固化變形模擬的主要目的是由此確定模具型面的補(bǔ)償量，同時(shí)考慮型面補(bǔ)償導(dǎo)致的制件變形，最終使得構(gòu)件尺寸達(dá)到預(yù)期值［101－104］。

4成型工藝質(zhì)量控制方法

先進(jìn)復(fù)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(guò)程是非常復(fù)雜且難以直接觀察，涉及到了熱量傳遞、固化反應(yīng)、樹(shù)脂流動(dòng)、纖維密實(shí)、氣泡的形成、生長(zhǎng)及遷移等多種物理、化學(xué)及其耦合變化。不同的樹(shù)脂體系和纖維增強(qiáng)體的物理和化學(xué)特性不同，造成成型固化過(guò)程有明顯差異，這些因素與工藝參數(shù)、模具方案、產(chǎn)品結(jié)構(gòu)等交織在一起。同時(shí)航空航天結(jié)構(gòu)高昂的制造成本，要求保證高的成品率，這使得工藝質(zhì)量的控制成為了復(fù)雜而又核心的技術(shù)。復(fù)合材料工藝質(zhì)量控制技術(shù)包含工程技術(shù)和科學(xué)研究?jī)蓚€(gè)方面，前者往往在產(chǎn)品生產(chǎn)中起決定作用，而后者往往在產(chǎn)品研制中有重要地位。

4．1工程技術(shù)規(guī)范與數(shù)據(jù)庫(kù)

航空航天工業(yè)已充分認(rèn)識(shí)到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)這一特點(diǎn)，并在積木式設(shè)計(jì)驗(yàn)證程序中對(duì)材料與工藝控制進(jìn)行鑒定，建立材料規(guī)范和工藝規(guī)范，保證能生產(chǎn)出可重現(xiàn)且可靠的結(jié)構(gòu)。例如FAA制定出版了預(yù)浸料和復(fù)合材料規(guī)范及工藝規(guī)范編制指南，加快了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制與適航審定進(jìn)度，降低了成本，保證了工藝質(zhì)量［109］。復(fù)合材料工藝規(guī)范中，對(duì)相應(yīng)產(chǎn)品所涉及的所有制造因素都進(jìn)行了明確規(guī)定，如適用范圍、引用文件、材料要求、設(shè)備和設(shè)施要求、人員要求、工裝要求、制造要求（鋪層、預(yù)壓實(shí)、真空袋封裝、溫度監(jiān)測(cè)、固化、膠接、脫模、工裝）、驗(yàn)收標(biāo)準(zhǔn)等。材料規(guī)范和工藝規(guī)范制定過(guò)程中，數(shù)據(jù)庫(kù)是其必不可少的依據(jù)，數(shù)據(jù)庫(kù)應(yīng)包含原材料、中間材料、芯材、復(fù)合材料等物理、化學(xué)、工藝、力學(xué)等性能，這些數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性、可靠性需要有足夠的實(shí)驗(yàn)批次、合理的實(shí)驗(yàn)矩陣、先進(jìn)的測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范、嚴(yán)格的檢測(cè)工作質(zhì)量管理體系作為保障。從1994年開(kāi)始在NASA、FAA和美國(guó)70家企業(yè)、學(xué)術(shù)機(jī)構(gòu)及政府機(jī)構(gòu)組織開(kāi)展了AGATE（AdvancedGeneralAviationTechnologyExperi－ments）項(xiàng)目，目的是在滿(mǎn)足FAR23、AC20－107A和AC21－26要求的前提下，發(fā)展一種通用的復(fù)合材料鑒定和性能等同判斷方法及規(guī)則，建立共享的數(shù)據(jù)庫(kù)，大幅度降低材料鑒定的成本和時(shí)間，加快通用飛機(jī)設(shè)計(jì)、發(fā)展進(jìn)程和適航審定。2005年，NASA的技術(shù)人員認(rèn)識(shí)到AGATE的方法應(yīng)該從通用航空領(lǐng)域推廣到整個(gè)航空行業(yè)，于是建立了國(guó)家先進(jìn)材料性能中心（NationalCenterforAdvancedMaterialsPerformance，NCAMP），該中心制定了大量指導(dǎo)性文件，尤其是包含了復(fù)合材料體系適航審定中材料規(guī)范、工藝規(guī)范以及數(shù)據(jù)庫(kù)的大量?jī)?nèi)容，為復(fù)合材料在民用航空上的應(yīng)用奠定了技術(shù)基礎(chǔ)［109－110］。中航工業(yè)集團(tuán)公司針對(duì)中國(guó)航空用材料體系，建立了復(fù)合材料工程數(shù)據(jù)庫(kù)，覆蓋了目前中國(guó)航空工業(yè)的主要材料牌號(hào)，并研究了數(shù)據(jù)庫(kù)的管理和應(yīng)用技術(shù)。高航等歸納總結(jié)了復(fù)合材料典型構(gòu)件加工特征，在此基礎(chǔ)上構(gòu)建了復(fù)合材料典型特征加工工藝數(shù)據(jù)庫(kù)，利用該數(shù)據(jù)庫(kù)可以將復(fù)合材料的相關(guān)加工工藝信息進(jìn)行合理分類(lèi)存儲(chǔ)，便于用戶(hù)進(jìn)行檢索［111］。美國(guó)十分重視復(fù)合材料的標(biāo)準(zhǔn)化工作。自20世紀(jì)70、80年代開(kāi)始，由美國(guó)國(guó)防部下屬的MIL－HDBK－17協(xié)調(diào)委員會(huì)編制有關(guān)復(fù)合材料性能表征、性能數(shù)據(jù)和在結(jié)構(gòu)中應(yīng)用指南的軍用手冊(cè)，被國(guó)外的復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研制的工程技術(shù)人員稱(chēng)為“復(fù)合材料的圣經(jīng)”，該系列手冊(cè)于2013年宣布廢止，并由美國(guó)SAE協(xié)會(huì)制訂的CMH－17系列復(fù)合材料手冊(cè)替代，其中與MIL－HDBK－17F相比，在“生產(chǎn)材料和工藝過(guò)程的質(zhì)量控制”章節(jié)中，有大量更新，包含了材料采購(gòu)質(zhì)量保證程序、零件制造檢驗(yàn)、管理材料和工藝中的變更、改進(jìn)工藝的統(tǒng)計(jì)工具等內(nèi)容［110］。從目前工藝規(guī)范和數(shù)據(jù)庫(kù)的應(yīng)用看，建立統(tǒng)一的技術(shù)規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)，構(gòu)建復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)／制造／評(píng)價(jià)共享數(shù)據(jù)庫(kù)是促進(jìn)復(fù)合材料工業(yè)快速發(fā)展的重要措施。

4．2復(fù)合材料制造裝備