变革复合材料制造成本：第二部分——先进成型技术

DARPA的“可定制原料与成型”（TFF）计划中的RAPM子项目，汇总了当前/过往生产的分析数据以及自身成型试验的实证数据，为多个零件生成了这些曲线。目标是更好地理解复合材料零件和工艺的权衡空间。
图片来源：波音公司、DARPA

项目背景

国防高级研究计划局（DARPA，美国弗吉尼亚州阿灵顿）于2015年启动了“可定制原料与成型”（TFF）计划，旨在实现国防飞机小型复杂复合材料零件的快速、低成本、敏捷制造。这个为期48个月的项目旨在提高复合材料的成本竞争力，以利用其相对于机加工铝材的减重优势以及耐腐蚀、耐开裂特性。在本系列第一部分中，《CompositesWorld》（CW）探讨了TFF的愿景及其“可定制通用成型原料”（TuFF）子项目，该项目开发出一种具有高力学性能和类金属成型性的短纤维片材。

本文将重点从原料转移到成型，介绍TFF的第二个子项目：由波音公司（美国伊利诺伊州芝加哥）牵头的“快速高性能制造”（RAPM，读音同“wrap-em”）。该项目于2016年7月启动，已在多份出版物中发表成果，包括6篇论文和SAMPE 2019的两场演讲。正如波音技术研究员兼首席研究员Gail Hahn和Tom Tsotsis所解释，RAPM的目标是“彻底改变小型复合材料零件的成本范式，实现其在国防应用中的普及使用”。

“我们最初的愿景是以汽车级效率实现航空航天级性能，”Hahn表示。项目与汽车复合材料及零件制造商合作，包括Solvay复合材料（美国佐治亚州阿法雷塔）和SGL Composites（奥地利Ried和Ort im Innkreis），但实现航空航天级性能并非易事。“虽然面向汽车应用的低温快速固化环氧树脂随处可得，但它们远未达到航空航天要求，”Tsotsis说。RAPM确实采用了针对航空航天级树脂注射部件的新型快速固化双组分环氧树脂。然而最初，SGL的成型系统温度无法超过130°C，这阻碍了实现30分钟工具上时间的目标。

“我们的目标是实现最长30分钟工具上时间，以便使用高节拍工作单元，将系统级成本降低到与机加工铝材具有竞争力，”Tsotsis说。“在波音内部，我们认为这能满足国防应用的所有需求，”Hahn补充道。“为什么不设定在2-6分钟？因为热塑性塑料需要更高的加工温度和相应的工装限制，而我们的目标是给供应链提供充足的选择。”

随着项目推进，范围扩展到航空航天材料、制造商甚至实验体系，如Solvay的XEP-2750。“我们原以为能像2007-2012年DARPA‘非高压釜制造技术’项目中评估CYCOM 5320-1那样全面评估该体系，”Hahn说。尽管无法进行同等程度的评估，XEP-2750现已由Solvay商业化为CYCOM EP-2750（见在线侧边栏“RAPM中的压缩成型新型预浸料”），并从RAPM的大量零件试验和经验教训中受益。

“我只想要几种小型复合材料零件工艺，能在权衡研究中战胜铝材，”复合材料行业及TFF项目顾问Jeff Hendrix谈及其对RAPM的目标。那么，RAPM成功了吗？CW将探讨该项目制造数百个零件、对比十多种航空航天零件配置、采用多种材料和工艺、追求降低时间和成本的方法。

项目框架

RAPM与关键行业合作伙伴合作，在三个主要赛道开展零件试验：

• 树脂注射：与HITCO碳复合材料（美国加利福尼亚州加德纳）和SGL Composites合作
• 热固性预浸料成型：与Solvay复合材料（英国Heanor和美国加利福尼亚州阿纳海姆）、Fiber Dynamics（美国堪萨斯州威奇托）和Reinhold Industries（美国加利福尼亚州圣菲斯普林斯）合作
• 热塑性成型：与ATC Manufacturing Inc.（美国爱达荷州波斯特福尔斯）和TxV Aero（美国罗德岛州布里斯托尔）合作

成型试验分两阶段完成：初始“制造开发”阶段（图1）和后续“挑战与过渡”（C&T）零件（图2），旨在挑战初始开发成果并过渡有潜力战胜机加工铝材的候选方案。

制造开发试验使用三种主要零件配置：带珠板（两种类型）、带加厚区（层铺堆积）的肋条、弧形C型槽。这些包含航空航天零件常见的、可能导致制造挑战的特征：带珠板具有多个面外特征、加厚/减薄区和垂直边缘；肋条板具有多个90度边缘的加厚区以及一个边缘的搭接；C型槽内外半径不同、法兰曲率变化、腹板有显著减层。

目标是为三个赛道各自制定设计和制造指南。“最初这些试验看起来不‘性感’，”Hahn回忆道。“但它们帮助确定了可接受的圆角和零件几何形状，能生产出无不良纤维变形的零件，以及应用张力、温度、压力和工具上时间等参数的最佳组合。”

三个RAPM材料与工艺赛道均包含使用Surface Generation（英国拉特兰）PtFS（面向功能规格的生产）像素化加热控制与工装系统的试验（见在线侧边栏“RAPM与PtFS开发”），该系统位于波音圣路易斯研发中心。波音PtFS单元最大温度440°C，夹紧力150吨，有效零件体积750×750×100毫米。

尽管最初愿景是使用TuFF短纤维片材，但因这些材料在项目启动时不可用，RAPM采用了替代材料。这实际上对复合材料行业有益，因为替代材料涵盖了更反映项目外实际应用和开发的材料：汽车有机片、航空航天级预浸料、实验性环氧树脂、半结晶热塑性塑料和切碎预浸料化合物。因此，结果和发现适用于所有类型的复合材料制造商，而不仅限于国防领域。

赛道一：树脂注射/RTM制造

该赛道制造开发试验从汽车类材料和工艺开始。SGL Composites使用高压树脂传递模塑（HP-RTM，300 bar）和CT50标准模量50K碳纤维无捻布（SGL Carbon，德国瓦克尔斯多夫）制造三种配置零件：RI-RAPM-009、RI-RAPM-002、RI-RAPM-003（图1），用于确定高质量成品所需的预成型参数。波音圣路易斯还利用其PtFS系统对RI-RAPM-003进行了间隙注射（压缩RTM，即C-RTM）试验。

采用计算流动建模更好地理解如何注射这些零件，分析工艺行为以优化材料和工艺参数，评估注射方案。

评估了工装方法，研究如何以及何时对不同预成型几何形状施加张力以最小化纤维变形。这些设计变更在修改后的C型槽几何形状上得到验证，并进行了计算机断层扫描（CT）分析。经验教训应用于后续C&T阶段，转向低压RTM（LP-RTM）以降低成本。

在这些探路零件试验中，几个深拉圆角处发现分层。Tsotsis认为这是由于树脂在模具内初始固化不足——因为SGL的蒸汽加热系统将模内温度限制在130°C——以及脱模时的热/力学面外应力共同造成。“因为树脂强度尚未充分发展，完全在模具上固化可能消除这些异常，”他建议。“直到给模具增加油加热（而非仅蒸汽），实现130°C以上固化，SGL才能同时满足工具上时间和航空航天性能要求，”Hahn指出。这是在制造开发试验后增加的。

深拉挑战零件

制造开发试验结果用于开发挑战与过渡试验。还为RI-RAPM-004深拉挑战零件（图3）完成了建模，该零件具有两个深拉区：一个5厘米矩形区域和一个从矩形过渡到V形的10厘米区域。该零件灵感源自生产用锅组件，其复杂几何形状确保了非均匀树脂流动路径。Huntsman（瑞士巴塞尔）使用PAM RTM软件（ESI Group，法国巴黎）为LP-RTM工艺进行流动建模，采用FAF2双组分环氧树脂（Huntsman，美国德克萨斯州伍德兰兹）和SGL Carbon NCF 150 g/m²双向和190 g/m²单向（UD）增强材料。

RI-RAPM-004包含一个蒙皮预成型件、每个深拉段一个预成型件，加上两个堆积区（图3）。这些预成型元件采用不同铺层以满足设计板厚要求（见“RAPM复杂几何零件制造”）。

“低压预成型和LP-RTM允许使用成本效益高的工具（相较钢模）：预成型工具用手动夹具，采用聚氨酯基Raku-Tool材料（RAMPF Tooling Solutions，德国Grafenberg）；固化工具采用5083铝合金。”

初始RI-RAPM-004试验显示出口附近流动异常，抬起表层导致纤维变形。交换进出口解决了该问题。注射和在130°C模具初始固化后，零件在180°C后固化60分钟，再机加工至净形。交付波音10个高质量零件进行自动超声扫描（AUSS）C扫描。

成品挑战零件显示完全固结、优异纤维对齐和良好质量。零件表现出197°C玻璃化转变温度和49.5%纤维体积分数（FVF），符合所用NCF的典型值。零件铺层片数比现有预浸料工艺减少三分之二以上，接触工时估计下降90%。RAPM还用航空航天级树脂和织物制造了挑战零件——测试其开发工具和工艺的适应性——并制造出通过生产无损检测（NDT）要求的零件。

赛道二：热固性预浸料成型

三个制造开发热固性（TS）预浸料零件在Solvay英国Heanor应用中心制造，采用弹簧框冲压和/或双膜成型（DDF）。所有零件使用基于Solvay树脂的环氧预浸料，包括CYCOM 5320-1、CYCOM 970和CYCOM EP-2750航空航天体系。“CYCOM 5320-1是我们面向非高压釜（OOA）零件的首选，但也作为高压釜合格体系使用，”Hahn说。“CYCOM 970是溶剂型与热熔型预浸料的选择，而[CYCOM] EP-2750是我们面向压机成型的体系，因其针对工艺物理和动力学优化，能生产最佳零件。”

弹簧框冲压和DDF是等温压缩成型工艺，将热固性预浸料裁剪、拼合并固结成2D预成型件。预成型件预热后穿梭进配合金属模具，在常规液压平板机中成型。预成型件可由弹簧框（图4）张持，减少成型过程中材料压缩区引起的起皱。或者DDF将预成型件夹在两个膜之间，免除模具清洁和脱模剂。预成型件粘贴在其中一个膜上，本质上保持张力，但不如弹簧框直接或可定制。RAPM中通过仿真针对每个零件优化弹簧类型、位置和张力，以及弹簧框。例如，带珠板TS-RAPM-009使用可上下驱动的框架，可随压机合模同步定制料块成型。

RAPM通过在15-30分钟初始固化后取出尺寸稳定零件、再批量后固化，最小化工具上时间，提高节拍能力。还研究了使用单一工装生产零件家族——如机翼长度上法兰角度变化的C型槽——以最大化工作单元利用率。指导RAPM热固性路线的其他目标包括：

• 自动化拼合和成型以最小化人工
• 177°C固化实现航空航天力学性能
• 钢制工装单套寿命>1,000件

从开发到“波浪”挑战零件

热固性预浸料制造开发零件通过逐个变量索引成型，直到达到足够质量。评估压机合模速度、位置、压力等变量，旨在材料流变曲线正确点位固结材料，产生内部静水压力，最小化树脂流失，防止固化过度导致开裂。设定成型参数后，制造3-5个零件验证工艺重复性并测试质量。带珠板因高固结压力（20.7 bar）显示孔隙率<0.5%。肋条也实现可重复高质量生产。

经验教训应用于瓦楞“波浪”挑战零件TS-RAPM-012，演示厚（公称6.3毫米）UD层压板在紧半径（12.7毫米）曲率形状下的压缩成型。为满足要求，零件采用中模量（IM7；Hexcel；美国康涅狄格州斯坦福）碳纤维UD带准各向同性铺层。外层用108型玻璃纤维织物和Solvay THORNEL T650标准模量碳纤维8哈萨丁织物保护UD纤维，防止与金属零件配合面的电化学腐蚀。使用Solvay CYCOM 5320-1环氧树脂允许≤30分钟等温固化循环，加上177°C自由后固化2小时。

波浪挑战零件在波音PtFS工作单元中成型，使用集成真空和树脂密封的P20钢模具型面。模腔比公称层压板厚度薄，以适应材料树脂含量变化，维持内部静水压力生产高质量零件。

测试了三个工艺参数，包括冷成型（无热预成型）、热脱模预固结和预成型件预热。冷成型因耗时且无帮助被拒绝。预固结方面，层压板真空袋至带编织玻璃纤维透气毡的平板，在116°C烘箱全真空脱模40分钟。尽管工业生产标配自动红外预热，但试验中预热是将预成型件置于热模具（179°C）中，尽可能合模但不接触3分钟，随后压缩成型。

完成的9次试验（#0-8）中第8次生产最高质量零件，主要归功于预固结。其取样满足厚度（其他零件的问题）和层压板质量，纤维体积分数59-63%，孔隙含量0-0.6%。

赛道三：气囊成型热塑性肋条与C型槽

RAPM从制造开发试验中选择TP-RAPM-002肋条演示从原料到成品复杂零件的单步压缩成型，选择TP-RAPM-003弧形槽演示两步法。波音圣路易斯用Accudyne Systems（美国特拉华）压机成型-002肋条，用PtFS设备固结-003 C型槽毛坯，第二步由ATC Manufacturing冲压成型最终零件。

-002肋条使用Solvay供应的12英寸宽UD带：12K AS4D碳纤维（Hexcel，美国康涅狄格州斯坦福）增强聚醚酮酮（PEKK）。-003 C型槽使用Cramer Fabrics Inc.（美国新罕布什尔州多佛）织物：3K AS4（Hexcel）未施胶碳纤维2×2斜纹，粉末涂覆聚醚醚酮（PEEK）；纤维面密度250 g/m²；树脂含量42%。

热塑性（TP）成型问题

TP复合材料加工温度高于热固性——如PEEK 390°C、PEKK 375°C——带来诸多问题。能承受如此高工艺温度的工装材料有限。且零件加工与脱模间巨大温差难以维持工具温度均匀。补救是热浸和/或更慢升降温，但会延长循环时间。

高温还带来热膨胀系数（CTE）挑战。工装材料CTE常与TP层压板不同，导致TP层压板收缩脱离工具，降低施加压力，阻碍完全固结。此外，TP层压板CTE沿碳纤维方向恒定，但垂直纤维方向呈双线性曲线。这导致TP层压板加热冷却时面内与面外收缩不同，工装设计也应予以考虑。

TP层压板也可能因树脂从液态变固态体积收缩而脱离工装。正是在这个冷却阶段，关键树脂基体结晶发生，需要精确控制温度均匀性和层压板压力，以确保成品高质量性能。

另一个问题是模具需完全密封以容纳成型时熔融TP液体。“在375-390°C下密封模具很难，因为极少顺应性垫圈能同时承受此温度和300-500 psi或更高TP成型压力，”Hahn说。“我们局限于金属垫圈或配合金属工装提供密封特性。弹性体工装将极具益处，但所有现有弹性体在TP成型温度下都会分解。”

波音圣路易斯需要新型工装，在仅垂直驱动的液压机中为肋条垂直元件固结产生水平压力。其解决方案是薄铝气囊（类似系统用于成型TP-RAPM-003，图5）。高温下用惰性氩气加压，气囊膨胀对零件所有表面施加均匀压力。

上下模具用410不锈钢，匹配UD碳纤维/PEKK层压板面内CTE。压机循环中，带铝气囊的上模下降，缓慢将铺层压入下模雌模腔。气囊比最终零件厚度小30%，以容纳这一单步工艺中未固结带料预成型件的体积。工装安装在常规压机中，配电热芯，分12个独立控制区——加上压机板6个主区——控制肋条法兰和腹板工具表面温度。

这些成型试验生产的复合材料零件NDI结果合格。但气囊工装设计需进一步开发，以改进铺层在零件紧内圆角处的成型，并保持表面厚度均匀。

PEEK织物毛坯固结

对于TP-RAPM-003弧形C型槽，所用粉末涂覆PEEK 2×2斜纹织物体积因子较高。波音圣路易斯先将铺层（沿零件长度从32层减至24层）固结成截面锥形的平板毛坯，再送ATC Manufacturing冲压成垂直法兰最终零件。

与肋条类似，波音使用成型气囊和钢制上下模具。气囊改为AZ31镁合金，抗破裂优于铝。C型槽工装设计在Surface Generation PtFS成型单元内运行，以实现比肋条用常规压机芯加热器更快的加热冷却。

C型槽工装法旨在提高多零件灵活性。铺层置于加热至材料玻璃化转变温度（T_g)的下模上，保持柔韧不熔融。含压力密封垫圈的减容框架置于下模上，留出比零件铺层稍大的型腔（图5）。上模通过气囊对铺层施加热和液压压力。达到成型温度后，向气囊通入氩气，迫使其压入框架型腔对锥形毛坯施压。随后工具温度升至材料熔融相，维持气囊压力，防止熔融相材料在下模上流动。

预成型循环包含气囊和TP料块达工艺温度55分钟、冷却至PEEK结晶温度以下30分钟。压力1.4-9.7 bar，通过高压罐阀门手动维持。近期PtFS单元引入pressclave系统，未来将实现压机模腔内真空和压力（±3 psi）的高压釜式自动控制。

TP冲压成型

-003 C型槽固结毛坯送ATC Manufacturing冲压成型，将毛坯加热至充分高于熔点确保聚合物流动，快速转移至快速合模压机成型冷却。压机成型工具保持恒温，消除升温冷却时间，实现快速循环。工具温度必须在熔点和T_g之间，在短时间内发展所需热塑性基体结晶度，同时确保零件可脱模不变形。用植入热电偶的一系列毛坯验证C型槽冲压成型完整热循环。

Aniform软件（荷兰恩斯赫德）成型仿真显示，高成型性PEEK织物毛坯在压缩区（即内侧小半径法兰）仍有起皱风险。因此采用张力系统（图5），含穿梭板和夹具，在配合金属模具合模成型时将毛坯张持。尽管如此，压缩区法兰面仍显示屈曲，纤维在内半径被向内推挤。“三个RAPM赛道都难以成型此零件，”Hahn主张。“其几何极端，不太代表真实零件，更多是为了推极限看能达到何种成型性。”

制造开发试验引出挑战与过渡零件，包括多版本TP-RAPM-008蒙皮检修门、带法兰搭接的TP-RAPM-013肋条、三种不同几何TP-RAPM-017面板的气囊研究（图2）。除TP-RAPM-013肋条由ATC生产外，其余均由波音圣路易斯生产。“尽管此零件用UD带，通常比织物更难成型，但我们能非常好地成型这些零件，”ATC Manufacturing研发总监Trevor McCrae说。总体而言，TP成型试验显示冲压成型能生产常规压缩成型难以实现的复杂几何形状。

学会在成本上战胜铝材

RAPM在三个赛道均展示新颖成型能力，积累大量经验教训：从如何定位加厚区防止压缩成型时滑移，到最大化质量、最小化工装成本的零件几何指南。“理解面外特征、厚径比和几何细节间距离的影响，在小型零件中变得关键，”Hahn观察道。“标准化圆角、曲线和法兰角度等特征有助于缓解成本驱动因素，例如降低工装成本、开发阶段成型试验次数、以及通过为零件家族启用标准AUSS扫描鞋减少NDI（无损检测）多次扫描需求。”

RAPM强调的另一成本驱动因素是热固性预浸料压缩成型中耗时的预固结步骤。“低体积因子和高树脂含量预浸料拓宽工艺窗口，提高高质量零件工艺重复性，”Hahn解释。“Solvay开发了专利待批的‘变压器薄膜’，可在压缩成型前应用于低浸渍预浸料，作为模腔固结期间保证静水压力的方法。”

虽然RAPM正式结束于2020年秋，后续还有发布结果，但基于真实国防项目的选定零件发现表明，复合材料能够与机加工铝材竞争（图6）。虽选定树脂注射和TP零件降低经常性成本——如材料、机时等，按零件家族总量计算，假设非经常性基础设施就绪——但TS-RAPM-012波浪组件实际显示比机加工铝材增加7%成本。然而它实现了期望的减重，且溢价在Hendrix规定范围内：“没人愿为复合材料减重支付2倍成本；必须在铝材成本10%以内。”但他也承认，“仍有非经常性时间和成本问题待解，如工装和成功成型形状所需开发。”

拓展选择

“虽然树脂注射在大型零件胜出，”Hahn说，“但热固性和热塑性冲压在小型零件上表现不错。‘除非金属零件极其复杂需大量加工，否则树脂注射初始工装成本难以克服，”她解释。

“热塑性适合大批量，但特定项目分包商可能不具备热塑性能力。然而热固性冲压可能是很好选择，甚至适用于小批量替换件。鉴于国防应用极广，在权衡讨论中拥有多种材料和工艺很重要。”Hahn指出RAPM开启了新材料，证明航空航天材料能在汽车类工艺中工作。“我们也引入了新制造商。”

Hendrix同意RAPM的航空航天与汽车制造交流有益。他对Solvay和SGL在无纤维变形或其他缺陷下成型复杂形状的能力印象深刻。“制造美观汽车零件所需的东西其实有益，”他承认。“不能有皱纹或不良表面；必须完美。但他们仍需多次试验和大量开发才能成型RAPM零件。我不确定国防项目是否愿投资这种非经常性工程，如果只涉及小批量。经济性因项目而异，但工装和开发仍是我们需解决的问题。”Hahn补充道，“我们发布经验教训，支持更明智的权衡研究，拓展选择，为行业讨论建立合理开放基础。”CW将在RAPM今年晚些时候结束后继续此讨论并更新。