波音公司领导的零件试验探索了注塑、压缩成型和热塑性塑料，提供了经验教训和供应链选择，以更好地与铝竞争。

“DARPA"可定制原料与成形"(TFF)计划中的RAPM子项目通过整合当前/历史生产的分析数据，以及针对多种零件自行开展的成形试验所得实证数据，最终生成了这些曲线。该项目旨在更深入地理解复合材料零件及其工艺的成本空间。

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“可定制原料与成形”(TFF- Tailorable Feedstock and Forming)计划，旨在实现国防飞机中复杂形状小型复合材料部件的快速、低成本和敏捷制造。这项为期48个月的计划旨在提高复合材料的成本竞争力，以利用其相对于机械加工铝材的减重优势以及抗腐蚀和抗开裂能力。在本系列的第一部分中，CW探讨了TFF的愿景及其可定制通用成型原料(TuFF)子项目，该项目开发了一种具有高机械性能和类似金属成型性的短纤维片材。

本文重点转向TFF第二个子项目——由波音公司(美国伊利诺伊州芝加哥)主导的快速高性能制造(RAPM，发音同"wrap-em")中的成型环节。该项目自2016年7月启动，其成果已通过多篇出版物展示，包括6篇论文及2019年SAMPE会议上的两场报告。据波音技术专家兼首席研究员盖尔·哈恩(Gail Hahn)与汤姆·楚奇斯(Tom Tsotsis)阐释，RAPM的目标在于"彻底改变小型复合材料部件的成本模式，推动其在国防领域的广泛应用"。

“我们最初怀着以汽车效率实现航空航天性能的愿景，” 哈恩说。该项目与汽车复合材料和零部件制造商合作，包括索尔维(Solvay-美国佐治亚州阿尔法利塔)和SGL Composites(奥地利里德和奥特因克赖斯)，但实现航空航天性能并非总是顺利。“虽然低温、快速固化的环氧树脂在汽车应用中很容易获得，但它们远远无法满足航空航天需求，” 楚奇斯说。RAPM确实使用了新型快速固化的双组分环氧树脂，目标是航空航天级树脂注入部件。然而，最初SGL的成型系统温度不能超过130°C，导致无法实现30分钟的模具作时间目标。

“我们的目标是实现工具的最大30分钟使用时间，以便使用高速工作单元，降低系统层面成本，从而与机械加工铝材进行成本竞争，” 楚奇斯说。哈恩补充道：“在波音内部，我们认为这能满足我们对国防应用的所有预期。”“为什么要把它放在这里，我们用热塑性塑料能有2到6分钟？因为热塑性塑料需要更高的温度加工和相应的模具限制，我们的目标是为供应链提供丰富的选择。”

随着项目推进，它向航空材料和制造商开放，甚至包括实验系统，如索尔维的XEP-2750。哈恩说：“我们最初以为能够像2007年至2012年在DARPA项目'非热压罐制造技术'中对CYCOM 5320-1那样，全面评估该系统。”虽然无法实现同等程度的评估，XEP-2750现已被索尔维商业化为CYCOM EP-2750，并受益于众多RAPM零件试验和经验教训。

复合材料行业和TFF项目顾问杰夫·亨德里克斯(Jeff Hendrix)谈及他对RAPM的目标时说：“我只想要几种能在贸易研究中胜过铝的小型复合材料工艺。”那么，RAPM成功了吗？CW探讨了该项目制造数百种零部件的努力，通过多种材料和工艺对比十多种航空航天零部件配置，同时探索缩短时间和成本的方法。

项目框架

RAPM与关键行业合作伙伴合作，在三个主要方向上进行了零件试验：

• 与HITCO碳复合材料（加迪纳，美国）及SGL复合材料的树脂注入
• 用索尔维（Solvay）材料进行热固性预预预料成型、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）
• 热塑性塑性成形与ATC Manufacturing Inc.（美国爱达荷州Post Falls）和TxV Aero（美国罗德岛州布里斯托尔）合作

成形试验分为两个阶段：初步的“制造开发”阶段(见图1)，随后是后续的“挑战与过渡”(C&T)部分(见图2)，以挑战初步开发并过渡具有潜力击败机械加工铝材的候选产品。

成形试验包括三个主要工艺路线和三个主要零件配置，旨在制定后续挑战和过渡零件的设计与工艺指南（见图2）

初始阶段的部分被定义为一种或多种工艺，以挑战初步开发并挑选有潜力击败机械加工铝的过渡候选产品。

制造开发试验采用三种主要零件配置:串珠面板(有两种类型)、带垫层的肋条(胶合板堆积)和弯曲的C型槽。这些设计融合了航空航天零件常见的制造难题：串珠面板具有多个非平面特征以及加装垫、加装和垂直边缘;肋板有一个带有多个90度边缘的垫板，其中一边还带有一个凸起;C型槽的内外半径不同，凸缘曲率变化，网体中有显著的胶合板下落。

目标是为三条赛道制定设计和制造指南。“做这些初试看起来一点也不性感，”哈恩回忆道。“但它们帮助确定了可接受的半径和零件几何形状，以制造出无不良纤维变形的零件，以及施加张力、温度、压力和刀具使用时间等参数的最佳组合。”

所有三条RAPM材料和工艺轨道均包含了使用表面生成(英国拉特兰)的试验。生产至功能规范(PtFS)像素化加热控制和工具系统，位于美国密苏里州圣路易斯的波音R&T。“这是因为我们希望找到一个能够在灵活速率环境中兼容三种材料/工艺的工作单元，”哈恩说。“我们能够探索不同的温度控制方法和成本。”波音PtFS工作站的最高温度为440°C，夹持力为150吨，有效零件体积为750×750×100毫米。

尽管最初设想是使用TuFF短纤维片材，但由于初期这些材料尚未获得，RAPM最终采用了替代材料。这实际上对复合材料行业有利，因为这些替代品涵盖了更能反映项目外使用和开发的材料:汽车管风琴板和航空航天认证预浸料、实验性环氧、半晶热塑性塑料和切碎预预预料化合物。因此，这些结果和发现涉及所有类型的复合材料制造商，而不仅仅是国防制造商。

路线1：树脂注入/RTM制造

该方向的制造开发试验始于汽车类型材料和工艺。零件由SGL Composites采用高压树脂传递模塑工艺(HP-RTM-high-pressure resin transfer molding，300巴)和C T50标准模量、50K碳纤维无压接织物(德国瓦克斯多夫的SGL Carbon)制造，分为三段配置:RI-RAPM-009、RI-RAPM-002、RI-RAPM-003(见图1)。这些参数用于确定高质量成品所需的预成型参数。波音圣路易斯的PtFS系统也曾对RI-RAPM-003进行过间隙输注(压缩RTM或C-RTM)试验。

计算流建模用于更好地理解如何注入这些部件，分析工艺行为以优化材料和工艺参数，并评估注出场景。

评估了模具方法，以确定何时对不同类型的预成型几何施加张力，以最大限度减少纤维变形。这些设计变更经过修改后C通道几何形状的验证，随后进行了计算机断层扫描（CT-computed tomography）分析。在后续的C&T阶段中应用了经验教训，转向低压RTM（LP-RTM）以降低成本。

在这些先导零件试验中，发现了多个深拉半径的分层现象。楚奇斯认为，这些分层是由于工具中树脂初始固化不足——因为SGL的蒸汽加热系统将工具内温度限制在130°C—以及拆件时的热/机械面外应力共同造成。“由于树脂强度尚未充分发展，这些异常很可能通过工具的完全固化来消除，”哈恩指出。哈恩还指出，SGL在工具中加入油加热（而非仅蒸汽）后，才能满足工具性能和航空航天性能的满足，从而使固化时间超过130°C。“这是在制造开发试验后添加的。

RI-RAPM-004深吸挑战部分采用低压预成型和RTM制作，这使得廉价的乐工具和手工夹持机构用于预成型（左上）和固化铝制工具（右上）成为可能。使用多种预成型件以实现无皱褶的深绘几何形状。

深拉伸制造挑战零件

制造开发试验结果随后被用于开发挑战和过渡试验。RI-RAPM-004深拉挑战部分(见图3)也完成了建模，该部分包含两个深拉:一个是5厘米的矩形区域，另一个是从矩形过渡到V形的10厘米区域。其受生产模具组件启发，其复杂的几何结构确保了树脂流动路径的不均匀性。Huntsman(瑞士巴塞尔)使用PAM RTM软件(ESI集团，法国巴黎)为使用FAF2两组份环氧树脂(美国德克萨斯州伍德兰兹Huntsman)和SGL Carbon NCF双轴150克和单向(UD)190克/平方米的单向增强进行LP-RTM工艺的流动建模。

RI-RAPM-004包括一个蒙皮预置体、每个深层吸动区的预设体，以及两个积层区(见图3)。为满足设计面板厚度，这些预成型元件采用了不同的铺层方式。

“低压预成型和LP-RTM使得使用成本较低的工具（相比钢制）：这种带有手工驱动夹具的预成型工具采用聚氨酯基的Raku-Tool材料（RAMPF工具解决方案，德国格拉芬贝格）;固化工具采用5083铝制成。

最初的RI-RAPM-004试验显示，出口附近的流动出现意外异常，抬起了表面的夹层，导致纤维变形。反转进出口后问题解决了。在130°C工具中浸泡并初步固化后，零件在180°C下进行60分钟的后固化，然后加工成净型。十个高质量零件交付给波音公司，用于自动超声系统(AUSS)C扫描。

完成的挑战部件显示出完全固结、纤维对齐良好且质量良好。这些部件的玻璃转变温度为197°C，纤维体积分数(FVF- fiber volume fraction)为49.5%，是所用NCF的典型表现。零件铺设件数量比现行预产流程减少了三分之二以上，触摸人工估计减少了90%。RAPM还将挑战部分纳入了航空航天认证的树脂和织物—以测试其开发的工具和工艺的适应性—并制造了符合无损检测(NDT- nondestructive testing)生产要求的零件。

路线2：TS预成型

弹簧张力预料，压缩成型前(顶部)和成型件(下方)，用于珠饰面板 TS-RAPM-009。

三款制造开发热固性(TS- thermoset)预预料零件在索尔维(Solvay)的应用中心生产，采用弹簧框架冲压和/或双隔膜成型(DDF- double diaphragm forming)。这三个零件均使用基于索尔维(Solvay)树脂的环氧预预料制造，包括CYCOM 5320-1、CYCOM 970和CYCOM EP-2750航空航天系统。哈恩说：“CYCOM 5320-1是我们用于非热压罐(OOA- out-of-autoclave)零件的首选，但它也作为热压罐的合格系统使用。”“CYCOM 970是一种溶剂而非热熔预浸料的选择，而(CYCOM）)EP-2750是我们的冲压成型系统，因为它针对工艺的物理和动力学进行了优化，我们证明了这能产出最佳零件。”

弹簧框架冲压(Spring-frame stamping)和双隔膜成型(DDF)是一种等温压缩成型工艺，通过切割、整理并固结热固性预预成型件，形成二维预成型件。预成型件随后预热，转入匹配的金属工具，并在传统液压压力机中成型。预成型件可通过弹簧框架保持张力(见图4)，以减少成形过程中材料压缩区引起的皱缩。或者，DDF将预成型件夹在两个隔膜之间，无需清洁和脱模。预制片被贴在其中一个振膜上，基本上保持张力，虽然不如弹簧框架那样直接或可定制。在RAPM中，弹簧类型、位置和张力均通过仿真优化，弹簧框架亦然。例如，珠饰面板TS-RAPM-009采用了一个可上下驱动的框架，以在压机闭合时并行调节装药形成。

RAPM通过在15-30分钟的初始固化后移除尺寸稳定的零件，然后在固化后批量处理，从而缩短了零件在模具上的部分时间，以提升速率能力。还使用单一工具组研究了部件家族—例如沿机翼长度具有三个不同凸缘角度的C通道——以最大化工作站利用率。指导RAPM技术支持的其他目标包括：

• 自动整理和成型，以减少人工劳动
• 177°C固化的航空航天机械性能
• 钢制工具每套可>1,000个零件。

针对“波浪”挑战部分的开发工作

热固性预预售制造开发零件组逐步调整一个变量，直到达到足够质量的零件质量。评估了压合速度、闭合位置和闭合压力等变量，旨在使材料在流变曲线的正确位置凝结，以产生内部静水压，减少树脂泄漏，防止固化过度推进，避免裂纹诱导。一旦成型参数确定，会制作三到五个部件以验证工艺重复性，然后进行质量测试。珠状面板因高固结压力（20.7巴）显示孔隙度为<0.5%。还生产可重复生产的高品质肋。

随后，经验经验应用于波纹“波浪”挑战零件TS-RAPM-012，演示了厚度（名义厚度6.3毫米）UD层压板的压缩成型，曲率为12.7毫米。为满足需求，该部件采用了准各向同性中间模量（IM7;赫氏;美国康涅狄格州斯坦福）碳纤维UD胶带。外层采用108型玻璃纤维织物和索尔维的 THORNEL T650标准模量碳纤维，采用8束缎面织物，保护UD纤维，防止与金属部件结合侧的电腐蚀。使用索尔维的 CYCOM 5320-1环氧树脂，实现了更短的等温固化周期（≤30分钟），并在177°C下实现2小时独立固化。

波浪挑战零件采用波音的PtFS工作单元和P20钢模具面，并集成真空和树脂密封件。为了适应材料树脂含量的变化，刀具腔体比名义层压厚度更薄，从而保持高品质零件的内部静水压力。

测试了三个工艺参数，包括冷成型（无加热预成型胶）、热散料预固结和预热。冷成型被认为耗时且无益而被拒绝。在预固结时，层压板被真空袋装到带有编织玻璃纤维呼吸器的板上，并在116°C的全真空烤箱中散装40分钟。虽然工业生产标准采用自动红外预热，但在这些试验中，预热是将预制件放入热模具（179°C）中，并尽可能关闭模具且不接触3分钟。随后该零件进行了压缩成型。

九台已完成的试验（#0-8）中第8台生产出了最高质量的零件，主要归功于合并前的部分。取样符合厚度（其他零件存在问题）和层压材料质量，纤维体积为59-63%，空隙含量为0-0.6%。

路线 3：气囊成型 TP 肋与 C 通道

RAPM从制造开发试验中选择了TP-RAPM-002肋，用于演示从原材料到复杂零件的单步压缩成型，并选择TP-RAPM-003曲面槽，采用两步成型方法。波音圣路易斯公司使用美国特拉华州Accudyne Systems的压机成型-002肋，并使用PtFS设备为-003 C通道做合并毛坯。第二步，ATC制造公司将C槽毛坯冲压成零件。

对于-002肋，RAPM使用了索尔维提供的12英寸宽UD胶:赫氏的12K AS4D碳纤维;增强聚醚酮酮(PEKK)。-003 C槽采用了Cramer Fabrics Inc.（美国新罕布什尔州多佛）的面料:赫氏的3K AS4未上浆碳纤维，包覆2x2斜纹布，粉末涂层聚醚酮(PEEK);纤维面积重量为250克/平方米;树脂含量为42%。

波音圣路易斯公司需要新颖的模具，在液压机中仅具垂直驱动力的液压机中，在压实过程中对肋的垂直构件产生水平压力。其解决方案是薄铝囊（TP-RAPM-003的类似系统也被用来形成，见图5）。在高温下用惰性氩气加压后，气囊膨胀，在固结过程中对所有零件表面施加均匀压力。

上下模具均采用410不锈钢制成，符合UD碳纤维/PEKK层压板的平面内CTE。在冲压过程中，带铝囊的上工具下沉，缓慢地将叠层压入下工具的母腔。为了容纳大部分未合并的胶带预成型件，气囊被按最终零件厚度缩小了30%。该工具安装在传统冲压机上，配备电加热筒，按12个独立控制区接线——加上压板的六个主要区—以控制肋凸缘和腹板内的工具表面温度。

这些成形试验产生的复合零件，NDI结果尚可。然而，气囊模具设计仍需进一步改进，以更好地将铺层成型于零件紧密内半径内，并保持均匀的表面厚度。

固结PEEK织物毛坯

对于TP-RAPM-003弯曲C槽，所用的粉末涂层PEEK 2x2斜纹织物体积系数相对较高。波音圣路易斯首先将铺层从32层减少到24层，固结成截面锥形的平板，然后将空坯送交ATC制造厂，最终在最终零件上冲压了垂直凸缘。

与肋一样，波音采用成型囊和钢制上下模具。气囊更换为AZ31镁合金，比铝合金更能抵抗破裂。C型槽工具设计用于表面生成PtFS成形工作站内工作，以实现比传统带有筒式加热器的压榨机更快速的加热和冷却。

C槽模具方法旨在提高多部件的灵活性。铺层液被放置在底部工具上，并加热至材料的玻璃转变温度（T）g保持柔韧性而不熔化。一个包含压密封垫圈的体积减小框架被放置在底部模具顶部，留下一个略大于零件铺设的腔体（见图5）。从顶部模具通过气囊施加热量和液压压力，传递到铺设装置。成型温度达到后，向气囊注入氩气，迫使其进入框架腔体，对锥形毛坯施加压力。随后在材料熔融阶段提高模具温度，同时保持气囊压力，防止材料在熔融阶段流经下部模具。

织物毛坯整合为TP-RAPM-003曲面C型槽，采用铝合金囊和PtFS系统。合并后的毛坯随后送往ATC制造厂，在张力系统中进行冲压以防止起皱。

预成形周期为55分钟，囊和TP装药达到工艺温度，冷却至PEEK结晶温度以下30分钟。压力范围为1.4至9.7巴，需通过带阀门的高压罐手动维持。随着PtFS工作站中最近引入了压条(pressclave)系统，未来将实现类似热压罐的压模腔内真空和压力(±3 psi)控制。

TP冲压成型

-003 C槽的固结毛坯被送往ATC制造进行冲压成型，即将毛坯加热到高于熔点以保证聚合物流动。然后将它转移到快速闭合的压力机中，以快速成型和冷却零件。压机中的成型工具保持恒温，通过消除冷却的启动和冷却，实现了快速的循环时间。模具温度必须介于熔点和Tg之间在短时间内达到所需的热塑性基体结晶水平，同时确保零件可无变形地拆卸。使用了一系列带有热电偶植入的毛坯，验证了冲压成型C通道的完整热循环。

使用Aniform软件（荷兰恩斯赫德）进行成形模拟显示，高度可垂挂的PEEK织物毛坯在压缩区域仍存在起皱风险，尤其是内侧（较小半径）凸缘。因此，由穿梭板和夹子组成的张紧系统（见图5）在匹配金属工具闭合形成毛坯时保持张力。尽管如此，在压缩过程中，凸缘面在纤维内侧半径被推入时仍出现屈曲。“三件RAPM项目都很难做到这部分，”哈恩辩称。“它的几何形状极其极端，并不像真正的零件，更像是为了推动我们成型能力的极限。”

制造开发试验带来了挑战和过渡部分，包括TP-RAPM-008蒙皮检查面板的多个版本、TP-RAPM-013凸缘上带有下陷的肋，以及使用TP-RAPM-01面板的三种不同几何形状的气囊研究（图2）。波音圣路易斯公司生产了所有这些，除了ATC生产的TP-RAPM-013肋。“尽管这个零件是用UD胶带制作的，通常比布料更难成型，但我们还是能很好地成型这些零件，”ATC制造研发总监特雷弗·麦克雷（Trevor McCrae）说。总体而言，TP成型试验表明，冲压成型能够产生传统压缩成型无法实现的复杂几何形状。

学习如何削减成本与使用铝的对比

RAPM在这三条路线上都展示了新颖的成型能力，并积累了大量经验教训，涵盖从如何定位垫件以防止压缩成型时滑动，到为最大化质量和最小化模具成本制定零件几何设计的指导方针。“随着零件尺寸的减小，理解平面外特征、半径与厚度比以及几何细节间的距离所产生的影响”变得至关重要”哈恩 观察到。“标准化诸如半径、曲线和凸缘角度等特征有助于缓解成本驱动因素，例如通过为一系列零件打造标准的AUSS鞋(shoe)，降低模具成本、开发过程中的成形试验次数以及减少NDI-nondestructive inspection(无损检测)期间多次扫描的需求。”

RAPM强调的另一个成本驱动因素是TS预压成型过程中耗时的预固结步骤。哈恩解释道：“低体积和高树脂含量预预售物拓宽了工艺窗口，提高了高质量零件的重复性。”“索尔维开发了一种正在申请专利的“超越前者薄膜-transformer film”，可在压缩成型前应用于低浸渍预料，作为确保模具腔体在巩固过程中保持静水压力的方法。”

尽管RAPM将在2020年秋季正式结束，随后有更多成果发表，但目前基于真实国防项目的部分零件研究显示，复合材料可以与机械加工铝材竞争(见图6)。虽然所选树脂注入和TP零件降低了经常性成本—例如材料、机器时间等，这些计算均基于每家族零件总数(假设有非周期性基础设施)—但TS-RAPM-012波形组件实际上比机械加工铝材提高了7%。不过，它确实实现了预期的减重效果，而且溢价实际上在亨德里克斯规定的范围内：“没人会为复合材料带来的减重支付两倍的费用;它们的价格必须在铝的10%以内。”不过，他也承认，“仍有一些非重复性的时间和成本问题需要解决，比如模具和成功成型所需的开发。”

RAPM计算了选定挑战和过渡部件的重复制造成本（如材料、机器时间），假设有非周期性基础设施，然后与机械加工铝进行比较。

扩展选项

虽然树脂注入对大件零件更有利，但哈恩说，TS和TP 冲压对小零件来说看起来相当不错。“树脂注入的初始模具成本很难克服，除非金属部件非常复杂，需要大量加工，”她解释道。

“热塑性塑料看起来适合大批量生产，但某个项目的分包商可能不会专门做热塑性塑料。不过，热固性冲压可能是个很好的选择，即使是低容量替换件。由于国防应用范围广泛，贸易讨论中拥有多种材料和工艺非常重要。”哈恩指出，RAPM开辟了新材料，且经验证的航空航天材料可以应用于汽车类工艺。“我们还引进了新的制造商。”

亨德里克斯同意RAPM的航空航天和汽车制造交流是有益的。此外，他对索尔维和SGL在无纤维变形或其他缺陷的情况下形成复杂形状的能力印象深刻。“制造美学汽车零件所需的条件其实是有好处的，”他承认。“你不能有皱褶或糟糕的表面处理;他们必须完美无缺。但他们仍经过多次试验和大量开发，才形成了RAPM零件。如果国防项目处理的是少量，我不确定他们是否愿意投资这种非周期性工程。经济问题将具体情况，但工具和开发仍是我们需要解决的问题。”哈恩补充道：“我们正在发布经验教训，推动更明智的贸易研究，并扩大选项，并为行业讨论建立一个相对开放的基础。”CW将在RAPM今年晚些时候结束后继续讨论并更新最新情况。

原文，《Revolutionizing the composites cost paradigm, Part 2: Forming》 2020.5.13

杨超凡