树脂基碳纤维复合材料成型工艺进展
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先进碳纤维复合材料具有比强度和比模量高、耐疲劳、各向异性和可设计性、材料与结构的一次成型等性能，自上世纪60年代问世以来，很快获得广泛应用，成为航空航天4大材料之一。随着碳纤维材料性能和制造技术的不断改进，碳纤维复合材料未来在战斗机、大型军用运输机、无人机等平台上必将占有重要地位。
为满足新一代战斗机对高机动性、超音速巡航及隐身的要求，进入90年代后，西方的战斗机无一例外地大量采用碳纤维复合材料结构，用量一般都在25％以上，有的甚至达到35％，结构减重效率达30％。应用部位几乎遍布飞机的机体，包括垂直尾翼、水平尾翼、机身蒙皮以及机翼的壁板和蒙皮等。
无人战斗机是未来航空武器的一个重点发展方向。为满足采购政策、隐身性能、机动性、生存力对材料的特殊需求，为尽可能地降低结构重量、提高燃油装载量，无人战斗机结构的一个显著特点就是大量应用碳纤维复合材料。以波音公司的X-45A 为例，除机身的龙骨、梁和隔框采用铝合金外，其余的机体结构都是由碳纤维复合材料制成。诺斯罗普•格鲁门公司的X-47A的机体除一些接头采用铝合金外，整个机体几乎全部采用了碳纤维复合材料。
航空工业中制备复合材料制件的主要要求为：可支付得起；高度自动化；好的质量控制；降低模具成本及缩短生产周期。为了达到这些要求，航空工业正着眼于：编织技术；先进的铺带技术；非热压罐技术；注射工艺；先进的固化工艺；全质量概念及热塑性工艺。本文主要针对其预形件制造技术及零件成形技术进行讨论。
预成形体及蜂窝夹芯结构制造及应用技术
目前复合材料预成形体的制造技术主要有以下几种：
（1） 缝合技术
缝合织物增强复合材料是采用高性能纤维和工业用缝合机将多层二维纤维织物缝合在一起，经复合固化而成的纺织复合材料。它通过引用贯穿厚度方向的纤维来提高抗分层能力，增强层间强度、模量、抗剪切能力、抗冲击能力、抗疲劳能力等力学性能，从而满足结构件的性能需求。
到目前为止，大部分的缝合复合材料结构的开发项目都是以美国的NASA为主进行的。其中最著名的是利用缝合技术制造的复合材料机翼，其中采用了波音公司开发的28m长的缝合机制造飞机机翼蒙皮复合材料预成形体。该缝合机能够缝合超过25mm厚的碳纤维层，缝合速度达3000针/分。除了缝合蒙皮预成形体外，还可缝合加强筋。缝合完成后采用RFI 技术进行加热和加压。这样生产出的结构件相对于同样的铝合金零件重量减少25%，成本降低20%。
在欧洲，EADS公司也开发了该技术，利用该技术首先制造的零件是A380后机身压力隔框，该材料为干态碳纤维预成形体，比粘性的预浸料较易处理。每片复合材料使用自动缝合机连接在一起，可靠性和可重复性好。采用的缝合机是几种长度的碳纤维织物并排铺放在长和宽都为8m 的台面上。缝合头由一个金属横梁带着前后移动，曲形针缝合材料的速度达到每分钟100针。工程师使用一种特殊的曲形针能够实现单边缝合，因而可以连接任何长度的材料。连接后的后压力隔框板成为一块“毯子”。接着，“毯子”放在一个模具上被卷起来再铺开，看起来像一个倒扣的大碗，为了获得必要的强度，6块这样的“毯子”按不同方向交替铺叠。预成形体的叠层板缝合在一起，然后将纤维板和树脂一起放在热压罐里在真空状态下加热加压熔化，最后固化。由于整个过程自动化程度较高，因此成本低且可靠。
缝合复合材料具有良好的层间性能、成本低、效率高，且可设计。缝合还可代替复合材料传统的机械连接方法，从而提高整体性能。因此有望用于大型整体复杂结构件制造，特别是可用于大型军用运输机的机体结构，减轻重量和降低成本。该技术的关键技术包括：专用设备的研制以及缝合工艺。
（2） 穿刺
穿刺是碳纤维复合材料结构三维加强的一种简单方法，在几方面优于缝合技术。但是它不能用于制造预成形体。在这个工艺中利用薄的削棒以正确的角度在固化前或固化时插入二维的碳纤维环氧复合材料层板中，从而获得三维增强复合材料结构。Z向削棒可以是金属材料（一般是钛合金），也可采用非金属材料（一般采用碳纤维环氧复合材料）。复合材料的削棒直径一般是0.25mm和0.5mm。将削棒插入的方式有两种，一是采用真空袋热压的方法，二是采用超声技术。真空袋热压法更适合于相对大或无障碍部位进行Z向结构加强，而超声法则对难到达部位或局部需要Z向加强的结构部位更为有效。另外，超声法还可利用金属削棒插入已固化的复合材料中实现分层复合材料的修理。
穿刺技术与缝合技术的出现和应用极大改进了复合材料的断裂韧性，意味着复合材料能够承受更高冲击强度和剥离应力。事实上，Z向增强技术已用于GE90发动机风扇叶片，对强度要求的部位进行加强。在飞机上，该技术用于泡沫夹芯蒙皮结构，是传统上采用的铝蜂窝结构的挤压强度的3倍。该技术比缝合技术更具发展潜力，主要是因为其节省了高成本的缝合机，尺寸不受限制，特别是能够进行局部结构的加强，因此是未来飞机机体应用的关键技术。
（3） 三维机织
该工艺目前已经广泛用于复合材料工业，主要用于生产单层、宽幅织物，作为复合材料的增强体。三维异型整体机织技术是国外上世纪80年代发展起来的高新纺织技术，它创造了一类新的复合材料结构形式。采用三维异型整体机织技术制造的复合材料制件具有整体性和力学的合理性两大特点，是一种高级纺织复合材料。三维异型整体机织技术的突出特点是纺织异型整体织物，如T形、U形、工形、十字形等型材和圆管等，灵活的机织工艺还可以创造出许多新的复杂形状织物。
目前主要开展纤维束排列布局的设计、编制工艺过程的动态模拟，实现三维异型整体机织的自动化、提高三维机织复合材料的质量和生产率、加速三维异型整体机织复合材料的发展和推广应用。国外还利用三维机织技术在飞机和发动机的其它结构上进行了验证，如飞机的T型框、带加强筋的壁板、发动机安装架等，最先进的是在Scramjet发动机原型机上应用了三维机织蜂窝夹芯复合材料燃烧室，材料为陶瓷基复合材料，其采用三维机织的最大益处是形成整体燃烧室结构，解决了由一般制造方法带来的连接和泄漏问题。
（4） 编织
编织是一种基本的纺织工艺，能够使两条以上纱线在斜向或纵向互相交织形成整体结构的预成形体。这种工艺通常能够制造出复杂形状的预成形体，但其尺寸受设备和纱线尺寸的限制。在航空工业，目前该技术主要集中在编织的设备、生产和几何分析上，最终的目的是实现完全自动化生产，并将设备和工艺与CAD/CAM进行集成。该工艺技术一般分为两类，一类的二维编织工艺，另一类是三维编织工艺。
传统的二维编织工艺能用于制造复杂的管状、凹陷或平面零件的预成形体，它与其它纺织技术相比成本相对较低。它的研究主要集中在研发自动化编织机来减少生产成本和扩大应用范围。它的关键技术包括质量控制、纤维方向和分布、芯轴设计等。它在航空工业的应用包括制造飞机进气道和机身J 型隔框。该技术通常与RTM和RFI技术结合使用，另外也可以与挤压成形和模压成形联合使用。其应用水平在洛克希德•马丁公司生产F-35战斗机进气道制造中最能体现其先进性，加强筋与进气道壳体是整体结构，减少了95% 的紧固件，提高了气动性能和信号特征，并简化了装配工艺。为了克服二维编织厚度方面强度低的问题，开发了三维编织技术，为制造无余量预成形体提供了可能。但是该技术同样受到设备尺寸限制。
目前，一般的编织设备只能生产小于100mm截面的预成形体，而飞机零件的大型化则需要大尺寸且昂贵的编织机。该技术虽然从60年代就已发展起来，经历了四步编织、二步编织到多层互锁编织技术。随着三维编织机的发展，其在飞机制造的未来仍具有很大应用潜力。三维编织的C、J、T板材和I型梁、连杆、机体大梁、F型机身隔框、机身筒形件等都已得到验证。
（5） 针织
针织用于碳纤维复合材料的增强结构始于上世纪90年代。由于它的方向强度、冲击抗力较机织复合材料好，且针织物的线圈结构有很大的可伸长性，易于制造非承力的复杂形状构件。目前国外已生产了先进的工业针织机，能够快速生产复杂的近无余量结构，而且材料浪费少。用这种方法制造的预成形体可以加入定向纤维有选择地用于某些部位增强结构的机械性能。另外，这种线圈的针织结构在受到外力时很容易变形，因此适于在复合材料上成形孔，比钻孔具有很大优势。但是它较低的机械性能也影响了它的广泛应用。
（6） 经编
针织在航空航天工业的应用很有潜力。而采用经向针织技术，并与纤维铺放概念相结合，制造的多轴多层经向针织织物一般称为经编织物。这种材料由于不弯曲，因此纤维能以最佳形式排列。经编技术可以获得厚的多层织物且按照期望确定纤维方向，由于不需要铺放更多的层数，极大提高经济效益。国外目前已经能够在市场上获得各种宽幅的碳纤维和玻璃纤维经编织物。这种预成形体有两个优点：一是与其他纺织复合材料预成形体相比成本低；二是它有潜力超过传统的二维预浸带层压板，因为它的纤维是直的，能够在厚度方向增强从而提高材料的层间性能。但是目前限制其应用的主要原因是原材料成本高以及市场化程度不够。国外航空航天工业部门正在研究将这种技术用于次承力和主承力构件，已经在飞机机翼桁条和机翼壁板上进行了验证，预计未来将在飞机制造中广泛应用。
针对以上预成形体制造技术，国外近年还开展了多种研究，如美空军实施复合材料结构斜织预成形体开发计划，取消铺层工序，以降低加工整体复合材料结构的复杂程度及成本。
（7） 层板及蜂窝结构制造技术
纤维增强金属层板（FRML）是由金属薄板和纤维树脂预浸料交替铺放胶合而成的混杂复合材料。改变金属类型和厚度、纤维树脂预浸料系统、铺贴顺序、纤维方向、金属表面处理和后拉伸度等可改变FRML的性能，以用于不同地方。现在的FRML主要使用铝合金薄板。由于使用铝锂合金可提高FRML的比刚度，使用钛合金可大大可提高FRML的耐温性，所以以铝锂合金或钛合金为基的FRML也在考虑和研究中。FRML中的纤维可以是玻璃纤维、芳纶纤维和碳纤维，它们各自与铝合金板组合后可构成三种性能不同的FRML，分别称为GLARE、ARALL和CARE。如今，FRML多指这三种材料。纤维预浸料用的胶主要是热固性的环氧树脂胶，也可使用热塑性塑料如PEEK、聚苯硫醚和聚酰胺等取代热固性树脂胶。胶接蜂窝夹层结构也是一种特殊的结构用复合材料，它把蜂窝开关的夹芯材料夹在两块面板之间并用胶粘剂粘接。因为具有良好的比强度和比刚度，因此在未来的大型军用运输机及无人机等机体具有相当广泛的应用前景。
这些技术虽然民用更为广泛，但在军用飞机上的应用潜力也很大。如A380在复合材料成熟技术支撑下，除碳纤维复合材料之外，空客还选定玻璃纤维增强的铝合金层板Glare来制造27块机身壁板。这一技术是A380 大型运输机将大范围地采用创新材料的一个关键里程碑，StorkFokker公司的工厂已开始使用新型加工工艺大批量地生产该机机身壁板。被称为Glare 的材料，是一种短玻璃纤维增强铝合金，这种材料是由铝合金薄板与环氧树脂玻璃纤维夹芯粘接在一起形成的金属和复合材料交叠结构。Glare大约比铝合金轻25%，有更好的抗疲劳强度和抗冲击性。Glare 材料的一个优点是成形零件可以像铝合金构件一样铆接到飞机上。事实上，Glare材料可以如同整体铝合金件一样钻孔和切削，因此可以使用同样的工具进行修理。Glare材料的使用将使A380飞机减重近1t（800kg），上机身壁板使用面积达470m2，共使用27块Glare壁板，最长的达11m。生产厂扩建了12000m2以适应这种材料的制造，目前已经制造了机身壁板。但是Glare板比铝合金昂贵，但如果成形为零件，如双曲度壁板，则最终成本与拉伸铝合金壁板几乎一样。这一技术在大型军用运输机上具有广泛的应用前景。
碳纤维复合材料零件成形及制造技术
目前在飞机机体上采用的碳纤维复合材料零件成形技术主要包括：
（1） 树脂转移模塑成形技术
RTM工艺的主要原理是在模腔中铺放按性能和结构要求设计的增强材料预成形体，采用注射设备将专用树脂体系注入闭合模腔，模具具有周边密封和紧固以及注射及排气系统，以保证树脂流动流畅并排出模腔中的全部气体和彻底浸润纤维，还具有加热系统，可加热固化成形碳纤维复合材料构件。它是一种不采用预浸料，也不采用热压罐的成形方法。因此，具有效率高、投资、绿色等优点，是未来新一代飞机机体有发展潜力的制造技术。
树脂转移模塑成形技术是一种低成本复合材料制造方法，最初主要用于飞机次承力结构件，如舱门和检查口盖。1996年美国防务预研局开展了高强度主承力构件的低成本RTM 制造技术研究。目前中小型碳纤维复合材料RTM零件的制造已经获得了较广泛的应用，而大型RTM件也在JSF的垂尾上应用成功。该方法的优点是环保、形成的层合板性能好且双面质量好，在航空中应用不仅能够减少本身劳动量，而且由于能够成形大型整体件，使装配工作量减少。但是树脂通过压力注射进入模腔形成的零件存在着孔隙含量较大、纤维含量较低、树脂在纤维中分布不匀、树脂对纤维浸渍不充分等缺陷，因此该技术还有改进潜力。
由于该技术还存在以上缺点，因此未来发展是降低工装成本、提高结构件性能、减少废品率。因此，在该技术基础上又开发了真空辅助树脂注塑成形（VARI）技术，辅助树脂被织物吸收，不仅可降低孔隙率，预成形纤维更紧密，真空形成的负压，树脂就顺真空通路沿预成形体各层面流动，从而充分浸渍纤维，并使纤维/树脂分布均匀。其中提高性能，主要是为了采用RTM制造高强度主要结构件，为此，美国国防预研局开发了Z向纤维增强RTM技术，该技术可在织物横向或增强蒙皮界面处采用不连续纤维增强。这种新型制造理论可不通过编织或缝合实现三维结构。该技术在应用过程中有几项关键技术要解决：充填过程模拟技术、热传递和固化反应研究、注射方法研究、RTM 设备研究。
（2） 树脂浸渍技术
RFI工艺是一种树脂膜熔渗和纤维预制体相结合的一种树脂浸渍技术。其成形过程是将树脂制备成树脂膜或稠状树脂块，安放于模具的底部，其上层覆以缝合或三维编织等方法制成的纤维预制体。然后依据真空成形工艺的要点将模腔封装，于热环境下采用真空技术将树脂由下向上抽吸。树脂膜受热后黏度降低，沿着预制体由下向上爬升，从而填满整个预制体空间，随即依照固化工艺，制成复合材料制件。该技术由于只采用传统的真空袋压成形方法，免去了RTM工艺所需的树脂计量注射设备及双面模具的加工，在制造出优异的制品的同时大大降低了制品的成本。目前在航空领域主要应用于飞机雷达天线罩。但是该工艺虽然不采用热压罐固化零件，但还需要真空袋系统进行固化，而且工艺温度要求高，所以要求核心材料和工装能够承受高温。该技术包括的关键工艺技术包括：预形件成形（三维编织及缝合等技术）、树脂流动模拟及控制、编织及缝合设备研究。
（3） 纤维缠绕
该工艺主要用于空心、圆形及椭圆零件，如管路及油箱。纤维束通过一个树脂池后以各种方向和速度缠绕到芯轴上，方向和速度由纤维进给机控制。这是一项已经发展较为成熟的技术，无论是在自动化、速度、变厚度、质量和纤维方向上都得到了巨大改进。它是筒形件的低成本快速制造方法。目前三维编织主要是成本高、自动化程度低；未来可能用于昂贵的钛合金接头和发动机叶片等，而且在成本上有所减少。
（4） 拉挤
拉挤成型工艺是将浸渍树脂胶液的连续玻璃纤维束、带或布等，在牵引力的作用下，通过挤压模具成型、固化，连续不断地生产长度不限的玻璃钢型材。这种工艺最适于生产各种断面形状的玻璃钢型材，如棒、管、实体型材（工字形、槽形、方形型材）等。拉挤成型是复合材料成型工艺中的一种特殊工艺，其优点是：
· 生产过程完全实现自动化控制，生产效率高；
· 拉挤成型制品中纤维含量可高达80%，浸胶在张力下进行，能充分发挥增强材料的作用，产品强度高；
· 制品纵、横向强度可任意调整，可以满足不同力学性能制品的使用要求；
· 生产过程中无边角废料，产品不需后加工，故较其它工艺省工，省原料，省能耗；
· 制品质量稳定，重复性好，长度可任意切断。拉挤成型工艺的缺点是产品形状单调，只能生产线形型材，而且横向强度不高。
挤成型工艺过程是由送纱、浸胶、预成型、固化定型、牵引、切断等工序组成。无捻粗纱从纱架引出后，经过排纱器进入浸胶槽浸透树脂胶液，然后进入预成型模，将多余树脂和气泡排出，再进入成型模凝胶、固化。固化后的制品由牵引机连续不断地从模具拔出，最后由切断机定长切断。在成型过程中，每道工序都可以有不同方法：如送纱工序，可以增加连续纤维毡，环向缠绕纱或用三向织物以提高制品横向强度；牵引工序可以是履带式牵引机，也可以用机械手；固化方式可以是模内固化，也可以用加热炉固化；加热方式可以是高频电加热，也可以用熔融金属（低熔点金属）等。
拉挤成型工艺除立式和卧式机组外，尚有弯曲形制品拉挤成型工艺，反应注射拉挤工艺和含填料的拉挤工艺等。目前该技术在航空领域应用并不广泛，一是由于模压技术水平难于达到其它金属模压质量要求，二是相对其它金属型材成本高。此外，该技术的未来发展必须能够制造多种截面材料，如变截面形状和曲面型拉挤工艺。
（5） 自动铺放技术
该技术虽然在现代飞机上已经获得广泛应用，并取得了巨大进展。但飞机复合材料零件的生产由于规模有限，因此全自动化可能并不是最经济的手段，但半自动化生产则是较可行的制造方法。现有的自动铺叠技术已经在速度和准确度上有很大增长，而且计算机技术对它产生了很大影响，铺叠面积也有所增长。虽然目前还没有一定突破，但是技术改进将是连续不断进行的。在切割技术方面近年有了很大进展。目前有三种方法：机械、激光和水切割机，每种有其优缺点。但目前还未看到有新的突破。
（6） 丝束铺放技术
丝束铺放(Tow Placement)相对较新并在近年格外受到关注。它兼顾了自动铺叠与纤维缠绕的优点。能够制造复杂形状结构件，对纤维角度不限制。而且有极大减少生产成本的潜力。在空军的MANTECH和NASA的ACT项目中，该技术的价值已得到证实。未来的开发包括最佳化控制系统、铺放头位置反馈、在线快速检测、准确和高质量产品。
（7）其他
在以上技术基础上，国外还开展了复合材料快步成形法（采用快步成形法将取消热压罐，代之以浮动模和流动振动的流体进行固化。从而将固化时间从24h降至1h。所需压力从传统热压罐法的60～ 200psi降至1～4psi1MPa=145psi）。）、流动成形法（是用热塑性复合材料来制造大型零件的一个突破，是一种低成本生产技术，可制出高比强度的复合材料。）、新注塑成形法等技术。隔膜成形原是一种为热塑性复合材料开发的成形工艺，后发现用于热固性复合材料具有很广泛的用途。它具有成形过程中纤维不易滑动、从而不易产生皱折的特殊功效，非常适用于加工大型飞机机翼前梁的C型截面。在近年推出的A400M等大型飞机前梁C 型截面中，已广泛采用了这种工艺方法。
另外还开发了复合材料连接件、低成本工装、用磨擦发光材料检测复合材料结构损伤、应用高温传感器检测碳-碳复合材料的结构完整性以及层合复合材料断裂及失效的预测技术等。随着纳米技术的发展，在美国国防预先研究局的资助下，得克萨斯大学和都柏林的Trinity学院的研究人员，已成功制备出连续碳纳米管复合材料纤维，该种纤维可吸收的能量是目前用于制作防弹背心的Kevlar纤维的17倍。其他潜在的军事用途还包括储能“电子纺织品”，人工肌肉以及能制造微型飞行器的多功能纤维。此外，美国LVH涂层公司应用纳米复合材料技术来实现航空航天工业用的透明电沉积层，其耐磨性据称是传统有机涂层的10倍以上。它是在电脉涂层工艺中加入陶瓷基纳米复合材料来实现的，具有抗金属划伤及磨损能力。纳米复合材料技术应用了陶瓷球、晶体、非晶体物质、管子或其它小于100纳米的形体与有机树脂组合而成。这种纳米复合材料涂层虽是传统工艺，但采用电泳进行沉积对LVH公司带来许多难点。这种技术在保留涂层透明性等装饰性能的同时，使涂层耐划伤及耐磨损。
工艺技术存在的问题
困扰着复合材料大量应用的另一瓶颈技术是其工艺技术中尚存在许多有待解决的问题。为降低复合材料成本，近年来开发了多种低成本工艺技术，包括自动铺带、自动铺丝、液态成形、非热压罐固化等。其中自动铺带和自动铺丝技术发展比较平稳，而液态成形、非热压罐固化以及模具、连接等配套技术在发展中却面临着大量棘手问题。
（1）纺织预成形体+ 液态成形技术问题。
VARTM技术尽管很有发展前途，但其重复性受到限制，主要原因是：
·原材料的可变性。包括增强体和树脂系统。
·各步工艺过程的自动化。特别是预成形体的铺层以及熔渗过程的自动化。
·虚拟设计工具，主要包括树脂流动预测软件、综合化的复合材料有限元软件包。
干的增强体通常以各种成卷的织物形式供应。机织产品由于在织物中会产生皱褶，因此强度会有所降低。而经编织物由于其渗透性明显低于机织物，因而通常又不易进行浸渗。与传统预浸料相比，干的增强体使得独立的丝束/纤维在切割及装卸过程中非常易于移动，因此有可能造成纤维取向的歪斜或导致针孔，从而在生产中造成局部缺陷。目前，织物的铺叠未实现自动化，因此，操作者的操作精确程度将显著影响最终预成形体的精度。在预成形体的生产过程中将耗费大量的劳动力，因而会增加制造成本。解决的方法是研究自动铺放机。
普通的RTM件由于模具复杂、模具变形大、缺少低黏度树脂，目前仅用于加工一些梁、肋、框等小型构件。事实上，目前RTM树脂所具备的韧性仅达到第一代环氧的水平。在F-22制造过程中，由于构件偏大，控制模具的变形非常困难。为改进RTM件韧性偏低的问题，由Cytec开发了Priform技术。最近该公司展出了用新型式的Priform技术制造的后压力隔框。标准的Priform用热塑性增韧剂纺成纤维并与碳纤维编织在一起，新型式的Priform的增韧剂用的则是热吹的可溶膜，该膜插入碳纤维带之间，形成一种非编织的织物，薄膜溶解并与环氧基体交混在一起形成增韧构件。
在RTM的各种派生技术中，在VARTM的各种派生工艺中，可控气氛压力树脂熔渗（CAPRI）和真空辅助成形（VAP）是两种比较有特点的方法。其中CAPRI法的优点是可使纤维体积含量提高5%～10%。VAP 采用在真空袋下放置带有微孔的掩膜，在熔渗过程中可实现排气，从而减少气孔的产生。
（2）非热压罐固化技术问题。
非热压罐固化在过去一直颇受争议。如在787 生产过程中，非美国承包商原提议RFI件采用非热压罐固化，但波音公司经过验证，认为韧性不满足规范要求，因此还需热压罐固化。其中关键的问题是如何界定“热压罐质量”。目前，越来越多的制造商对于原有的假定产生质疑。他们认为，非热压罐固化确实会使纤维体积含量减少，但其影响甚小，如在VARTM技术中，单向带及织物的纤维体积含量已分别达到60% 和56%，而热压罐固化所能达到的相应值也仅为62%和58%。因此，相对于热压罐法而论，韧性的降低大约处于3%～4%之间。而判定一种产品的可接受性，仅评价性能未免偏激，减重、零件数、可制造性、加工时间、表面质量以及成本因素也应综合考虑，因而，非热压罐固化还是前景看好。
较之VARTM和RTM更接近传统方法的是采用为非热压罐固化开发的专用预浸料，然后在固化炉中固化。目前，先进复合材料公司的首个热压罐外固化复合材料MTM44-1已取得空客认可用做结构件。MTM44-1是一种两步固化（130℃～180℃）高性能韧化环氧基预浸带，经低压真空袋处理后，具有低孔隙率。可制造大型整体结构。MTM44-1有两种预浸带形式（带及织物）。目前正在应用并进行合格认证的其他三种预浸带有MTM45-1、MTM46 以及MVR444。
（3）模具问题。
先进复合材料成形用的模具制造是一种精密的技术，必须尺寸精确、表面光洁度好，能经受多循环的固化。因此，起制造成本高昂，特别是殷伐钢模具的制造成本有时占结构件制造成本的75%。为此，模具的制造需要不断创新，主要表现在：
· 镍合金薄壳模具；
· 采用低压RTM；
· 在复合材料模具上采用金属涂层；
· 碳/ 双马材料制的模具；
· 烘箱中固化用的模具；
· 形状记忆聚合物模具；
· 碳泡沫材料制模具；
· 纳米技术对模具的改性；
· 采用石墨/ 环氧复合材料模具。
先进碳纤维复合材料具有比强度和比模量高、耐疲劳、各向异性和可设计性、材料与结构的一次成型等性能，自上世纪60年代问世以来，很快获得广泛应用，成为航空航天4大材料之一。随着碳纤维材料性能和制造技术的不断改进，碳纤维复合材料未来在战斗机、大型军用运输机、无人机等平台上必将占有重要地位。
为满足新一代战斗机对高机动性、超音速巡航及隐身的要求，进入90年代后，西方的战斗机无一例外地大量采用碳纤维复合材料结构，用量一般都在25％以上，有的甚至达到35％，结构减重效率达30％。应用部位几乎遍布飞机的机体，包括垂直尾翼、水平尾翼、机身蒙皮以及机翼的壁板和蒙皮等。
无人战斗机是未来航空武器的一个重点发展方向。为满足采购政策、隐身性能、机动性、生存力对材料的特殊需求，为尽可能地降低结构重量、提高燃油装载量，无人战斗机结构的一个显著特点就是大量应用碳纤维复合材料。以波音公司的X-45A 为例，除机身的龙骨、梁和隔框采用铝合金外，其余的机体结构都是由碳纤维复合材料制成。诺斯罗普•格鲁门公司的X-47A的机体除一些接头采用铝合金外，整个机体几乎全部采用了碳纤维复合材料。
航空工业中制备复合材料制件的主要要求为：可支付得起；高度自动化；好的质量控制；降低模具成本及缩短生产周期。为了达到这些要求，航空工业正着眼于：编织技术；先进的铺带技术；非热压罐技术；注射工艺；先进的固化工艺；全质量概念及热塑性工艺。本文主要针对其预形件制造技术及零件成形技术进行讨论。
预成形体及蜂窝夹芯结构制造及应用技术
目前复合材料预成形体的制造技术主要有以下几种：
（1） 缝合技术
缝合织物增强复合材料是采用高性能纤维和工业用缝合机将多层二维纤维织物缝合在一起，经复合固化而成的纺织复合材料。它通过引用贯穿厚度方向的纤维来提高抗分层能力，增强层间强度、模量、抗剪切能力、抗冲击能力、抗疲劳能力等力学性能，从而满足结构件的性能需求。
到目前为止，大部分的缝合复合材料结构的开发项目都是以美国的NASA为主进行的。其中最著名的是利用缝合技术制造的复合材料机翼，其中采用了波音公司开发的28m长的缝合机制造飞机机翼蒙皮复合材料预成形体。该缝合机能够缝合超过25mm厚的碳纤维层，缝合速度达3000针/分。除了缝合蒙皮预成形体外，还可缝合加强筋。缝合完成后采用RFI 技术进行加热和加压。这样生产出的结构件相对于同样的铝合金零件重量减少25%，成本降低20%。
在欧洲，EADS公司也开发了该技术，利用该技术首先制造的零件是A380后机身压力隔框，该材料为干态碳纤维预成形体，比粘性的预浸料较易处理。每片复合材料使用自动缝合机连接在一起，可靠性和可重复性好。采用的缝合机是几种长度的碳纤维织物并排铺放在长和宽都为8m 的台面上。缝合头由一个金属横梁带着前后移动，曲形针缝合材料的速度达到每分钟100针。工程师使用一种特殊的曲形针能够实现单边缝合，因而可以连接任何长度的材料。连接后的后压力隔框板成为一块“毯子”。接着，“毯子”放在一个模具上被卷起来再铺开，看起来像一个倒扣的大碗，为了获得必要的强度，6块这样的“毯子”按不同方向交替铺叠。预成形体的叠层板缝合在一起，然后将纤维板和树脂一起放在热压罐里在真空状态下加热加压熔化，最后固化。由于整个过程自动化程度较高，因此成本低且可靠。
缝合复合材料具有良好的层间性能、成本低、效率高，且可设计。缝合还可代替复合材料传统的机械连接方法，从而提高整体性能。因此有望用于大型整体复杂结构件制造，特别是可用于大型军用运输机的机体结构，减轻重量和降低成本。该技术的关键技术包括：专用设备的研制以及缝合工艺。
（2） 穿刺
穿刺是碳纤维复合材料结构三维加强的一种简单方法，在几方面优于缝合技术。但是它不能用于制造预成形体。在这个工艺中利用薄的削棒以正确的角度在固化前或固化时插入二维的碳纤维环氧复合材料层板中，从而获得三维增强复合材料结构。Z向削棒可以是金属材料（一般是钛合金），也可采用非金属材料（一般采用碳纤维环氧复合材料）。复合材料的削棒直径一般是0.25mm和0.5mm。将削棒插入的方式有两种，一是采用真空袋热压的方法，二是采用超声技术。真空袋热压法更适合于相对大或无障碍部位进行Z向结构加强，而超声法则对难到达部位或局部需要Z向加强的结构部位更为有效。另外，超声法还可利用金属削棒插入已固化的复合材料中实现分层复合材料的修理。
穿刺技术与缝合技术的出现和应用极大改进了复合材料的断裂韧性，意味着复合材料能够承受更高冲击强度和剥离应力。事实上，Z向增强技术已用于GE90发动机风扇叶片，对强度要求的部位进行加强。在飞机上，该技术用于泡沫夹芯蒙皮结构，是传统上采用的铝蜂窝结构的挤压强度的3倍。该技术比缝合技术更具发展潜力，主要是因为其节省了高成本的缝合机，尺寸不受限制，特别是能够进行局部结构的加强，因此是未来飞机机体应用的关键技术。
（3） 三维机织
该工艺目前已经广泛用于复合材料工业，主要用于生产单层、宽幅织物，作为复合材料的增强体。三维异型整体机织技术是国外上世纪80年代发展起来的高新纺织技术，它创造了一类新的复合材料结构形式。采用三维异型整体机织技术制造的复合材料制件具有整体性和力学的合理性两大特点，是一种高级纺织复合材料。三维异型整体机织技术的突出特点是纺织异型整体织物，如T形、U形、工形、十字形等型材和圆管等，灵活的机织工艺还可以创造出许多新的复杂形状织物。
目前主要开展纤维束排列布局的设计、编制工艺过程的动态模拟，实现三维异型整体机织的自动化、提高三维机织复合材料的质量和生产率、加速三维异型整体机织复合材料的发展和推广应用。国外还利用三维机织技术在飞机和发动机的其它结构上进行了验证，如飞机的T型框、带加强筋的壁板、发动机安装架等，最先进的是在Scramjet发动机原型机上应用了三维机织蜂窝夹芯复合材料燃烧室，材料为陶瓷基复合材料，其采用三维机织的最大益处是形成整体燃烧室结构，解决了由一般制造方法带来的连接和泄漏问题。
（4） 编织
编织是一种基本的纺织工艺，能够使两条以上纱线在斜向或纵向互相交织形成整体结构的预成形体。这种工艺通常能够制造出复杂形状的预成形体，但其尺寸受设备和纱线尺寸的限制。在航空工业，目前该技术主要集中在编织的设备、生产和几何分析上，最终的目的是实现完全自动化生产，并将设备和工艺与CAD/CAM进行集成。该工艺技术一般分为两类，一类的二维编织工艺，另一类是三维编织工艺。
传统的二维编织工艺能用于制造复杂的管状、凹陷或平面零件的预成形体，它与其它纺织技术相比成本相对较低。它的研究主要集中在研发自动化编织机来减少生产成本和扩大应用范围。它的关键技术包括质量控制、纤维方向和分布、芯轴设计等。它在航空工业的应用包括制造飞机进气道和机身J 型隔框。该技术通常与RTM和RFI技术结合使用，另外也可以与挤压成形和模压成形联合使用。其应用水平在洛克希德•马丁公司生产F-35战斗机进气道制造中最能体现其先进性，加强筋与进气道壳体是整体结构，减少了95% 的紧固件，提高了气动性能和信号特征，并简化了装配工艺。为了克服二维编织厚度方面强度低的问题，开发了三维编织技术，为制造无余量预成形体提供了可能。但是该技术同样受到设备尺寸限制。
目前，一般的编织设备只能生产小于100mm截面的预成形体，而飞机零件的大型化则需要大尺寸且昂贵的编织机。该技术虽然从60年代就已发展起来，经历了四步编织、二步编织到多层互锁编织技术。随着三维编织机的发展，其在飞机制造的未来仍具有很大应用潜力。三维编织的C、J、T板材和I型梁、连杆、机体大梁、F型机身隔框、机身筒形件等都已得到验证。
（5） 针织
针织用于碳纤维复合材料的增强结构始于上世纪90年代。由于它的方向强度、冲击抗力较机织复合材料好，且针织物的线圈结构有很大的可伸长性，易于制造非承力的复杂形状构件。目前国外已生产了先进的工业针织机，能够快速生产复杂的近无余量结构，而且材料浪费少。用这种方法制造的预成形体可以加入定向纤维有选择地用于某些部位增强结构的机械性能。另外，这种线圈的针织结构在受到外力时很容易变形，因此适于在复合材料上成形孔，比钻孔具有很大优势。但是它较低的机械性能也影响了它的广泛应用。
（6） 经编
针织在航空航天工业的应用很有潜力。而采用经向针织技术，并与纤维铺放概念相结合，制造的多轴多层经向针织织物一般称为经编织物。这种材料由于不弯曲，因此纤维能以最佳形式排列。经编技术可以获得厚的多层织物且按照期望确定纤维方向，由于不需要铺放更多的层数，极大提高经济效益。国外目前已经能够在市场上获得各种宽幅的碳纤维和玻璃纤维经编织物。这种预成形体有两个优点：一是与其他纺织复合材料预成形体相比成本低；二是它有潜力超过传统的二维预浸带层压板，因为它的纤维是直的，能够在厚度方向增强从而提高材料的层间性能。但是目前限制其应用的主要原因是原材料成本高以及市场化程度不够。国外航空航天工业部门正在研究将这种技术用于次承力和主承力构件，已经在飞机机翼桁条和机翼壁板上进行了验证，预计未来将在飞机制造中广泛应用。
针对以上预成形体制造技术，国外近年还开展了多种研究，如美空军实施复合材料结构斜织预成形体开发计划，取消铺层工序，以降低加工整体复合材料结构的复杂程度及成本。
（7） 层板及蜂窝结构制造技术
纤维增强金属层板（FRML）是由金属薄板和纤维树脂预浸料交替铺放胶合而成的混杂复合材料。改变金属类型和厚度、纤维树脂预浸料系统、铺贴顺序、纤维方向、金属表面处理和后拉伸度等可改变FRML的性能，以用于不同地方。现在的FRML主要使用铝合金薄板。由于使用铝锂合金可提高FRML的比刚度，使用钛合金可大大可提高FRML的耐温性，所以以铝锂合金或钛合金为基的FRML也在考虑和研究中。FRML中的纤维可以是玻璃纤维、芳纶纤维和碳纤维，它们各自与铝合金板组合后可构成三种性能不同的FRML，分别称为GLARE、ARALL和CARE。如今，FRML多指这三种材料。纤维预浸料用的胶主要是热固性的环氧树脂胶，也可使用热塑性塑料如PEEK、聚苯硫醚和聚酰胺等取代热固性树脂胶。胶接蜂窝夹层结构也是一种特殊的结构用复合材料，它把蜂窝开关的夹芯材料夹在两块面板之间并用胶粘剂粘接。因为具有良好的比强度和比刚度，因此在未来的大型军用运输机及无人机等机体具有相当广泛的应用前景。
这些技术虽然民用更为广泛，但在军用飞机上的应用潜力也很大。如A380在复合材料成熟技术支撑下，除碳纤维复合材料之外，空客还选定玻璃纤维增强的铝合金层板Glare来制造27块机身壁板。这一技术是A380 大型运输机将大范围地采用创新材料的一个关键里程碑，StorkFokker公司的工厂已开始使用新型加工工艺大批量地生产该机机身壁板。被称为Glare 的材料，是一种短玻璃纤维增强铝合金，这种材料是由铝合金薄板与环氧树脂玻璃纤维夹芯粘接在一起形成的金属和复合材料交叠结构。Glare大约比铝合金轻25%，有更好的抗疲劳强度和抗冲击性。Glare 材料的一个优点是成形零件可以像铝合金构件一样铆接到飞机上。事实上，Glare材料可以如同整体铝合金件一样钻孔和切削，因此可以使用同样的工具进行修理。Glare材料的使用将使A380飞机减重近1t（800kg），上机身壁板使用面积达470m2，共使用27块Glare壁板，最长的达11m。生产厂扩建了12000m2以适应这种材料的制造，目前已经制造了机身壁板。但是Glare板比铝合金昂贵，但如果成形为零件，如双曲度壁板，则最终成本与拉伸铝合金壁板几乎一样。这一技术在大型军用运输机上具有广泛的应用前景。
碳纤维复合材料零件成形及制造技术
目前在飞机机体上采用的碳纤维复合材料零件成形技术主要包括：
（1） 树脂转移模塑成形技术
RTM工艺的主要原理是在模腔中铺放按性能和结构要求设计的增强材料预成形体，采用注射设备将专用树脂体系注入闭合模腔，模具具有周边密封和紧固以及注射及排气系统，以保证树脂流动流畅并排出模腔中的全部气体和彻底浸润纤维，还具有加热系统，可加热固化成形碳纤维复合材料构件。它是一种不采用预浸料，也不采用热压罐的成形方法。因此，具有效率高、投资、绿色等优点，是未来新一代飞机机体有发展潜力的制造技术。
树脂转移模塑成形技术是一种低成本复合材料制造方法，最初主要用于飞机次承力结构件，如舱门和检查口盖。1996年美国防务预研局开展了高强度主承力构件的低成本RTM 制造技术研究。目前中小型碳纤维复合材料RTM零件的制造已经获得了较广泛的应用，而大型RTM件也在JSF的垂尾上应用成功。该方法的优点是环保、形成的层合板性能好且双面质量好，在航空中应用不仅能够减少本身劳动量，而且由于能够成形大型整体件，使装配工作量减少。但是树脂通过压力注射进入模腔形成的零件存在着孔隙含量较大、纤维含量较低、树脂在纤维中分布不匀、树脂对纤维浸渍不充分等缺陷，因此该技术还有改进潜力。
由于该技术还存在以上缺点，因此未来发展是降低工装成本、提高结构件性能、减少废品率。因此，在该技术基础上又开发了真空辅助树脂注塑成形（VARI）技术，辅助树脂被织物吸收，不仅可降低孔隙率，预成形纤维更紧密，真空形成的负压，树脂就顺真空通路沿预成形体各层面流动，从而充分浸渍纤维，并使纤维/树脂分布均匀。其中提高性能，主要是为了采用RTM制造高强度主要结构件，为此，美国国防预研局开发了Z向纤维增强RTM技术，该技术可在织物横向或增强蒙皮界面处采用不连续纤维增强。这种新型制造理论可不通过编织或缝合实现三维结构。该技术在应用过程中有几项关键技术要解决：充填过程模拟技术、热传递和固化反应研究、注射方法研究、RTM 设备研究。
（2） 树脂浸渍技术
RFI工艺是一种树脂膜熔渗和纤维预制体相结合的一种树脂浸渍技术。其成形过程是将树脂制备成树脂膜或稠状树脂块，安放于模具的底部，其上层覆以缝合或三维编织等方法制成的纤维预制体。然后依据真空成形工艺的要点将模腔封装，于热环境下采用真空技术将树脂由下向上抽吸。树脂膜受热后黏度降低，沿着预制体由下向上爬升，从而填满整个预制体空间，随即依照固化工艺，制成复合材料制件。该技术由于只采用传统的真空袋压成形方法，免去了RTM工艺所需的树脂计量注射设备及双面模具的加工，在制造出优异的制品的同时大大降低了制品的成本。目前在航空领域主要应用于飞机雷达天线罩。但是该工艺虽然不采用热压罐固化零件，但还需要真空袋系统进行固化，而且工艺温度要求高，所以要求核心材料和工装能够承受高温。该技术包括的关键工艺技术包括：预形件成形（三维编织及缝合等技术）、树脂流动模拟及控制、编织及缝合设备研究。
（3） 纤维缠绕
该工艺主要用于空心、圆形及椭圆零件，如管路及油箱。纤维束通过一个树脂池后以各种方向和速度缠绕到芯轴上，方向和速度由纤维进给机控制。这是一项已经发展较为成熟的技术，无论是在自动化、速度、变厚度、质量和纤维方向上都得到了巨大改进。它是筒形件的低成本快速制造方法。目前三维编织主要是成本高、自动化程度低；未来可能用于昂贵的钛合金接头和发动机叶片等，而且在成本上有所减少。
（4） 拉挤
拉挤成型工艺是将浸渍树脂胶液的连续玻璃纤维束、带或布等，在牵引力的作用下，通过挤压模具成型、固化，连续不断地生产长度不限的玻璃钢型材。这种工艺最适于生产各种断面形状的玻璃钢型材，如棒、管、实体型材（工字形、槽形、方形型材）等。拉挤成型是复合材料成型工艺中的一种特殊工艺，其优点是：
· 生产过程完全实现自动化控制，生产效率高；
· 拉挤成型制品中纤维含量可高达80%，浸胶在张力下进行，能充分发挥增强材料的作用，产品强度高；
· 制品纵、横向强度可任意调整，可以满足不同力学性能制品的使用要求；
· 生产过程中无边角废料，产品不需后加工，故较其它工艺省工，省原料，省能耗；
· 制品质量稳定，重复性好，长度可任意切断。拉挤成型工艺的缺点是产品形状单调，只能生产线形型材，而且横向强度不高。
挤成型工艺过程是由送纱、浸胶、预成型、固化定型、牵引、切断等工序组成。无捻粗纱从纱架引出后，经过排纱器进入浸胶槽浸透树脂胶液，然后进入预成型模，将多余树脂和气泡排出，再进入成型模凝胶、固化。固化后的制品由牵引机连续不断地从模具拔出，最后由切断机定长切断。在成型过程中，每道工序都可以有不同方法：如送纱工序，可以增加连续纤维毡，环向缠绕纱或用三向织物以提高制品横向强度；牵引工序可以是履带式牵引机，也可以用机械手；固化方式可以是模内固化，也可以用加热炉固化；加热方式可以是高频电加热，也可以用熔融金属（低熔点金属）等。
拉挤成型工艺除立式和卧式机组外，尚有弯曲形制品拉挤成型工艺，反应注射拉挤工艺和含填料的拉挤工艺等。目前该技术在航空领域应用并不广泛，一是由于模压技术水平难于达到其它金属模压质量要求，二是相对其它金属型材成本高。此外，该技术的未来发展必须能够制造多种截面材料，如变截面形状和曲面型拉挤工艺。
（5） 自动铺放技术
该技术虽然在现代飞机上已经获得广泛应用，并取得了巨大进展。但飞机复合材料零件的生产由于规模有限，因此全自动化可能并不是最经济的手段，但半自动化生产则是较可行的制造方法。现有的自动铺叠技术已经在速度和准确度上有很大增长，而且计算机技术对它产生了很大影响，铺叠面积也有所增长。虽然目前还没有一定突破，但是技术改进将是连续不断进行的。在切割技术方面近年有了很大进展。目前有三种方法：机械、激光和水切割机，每种有其优缺点。但目前还未看到有新的突破。
（6） 丝束铺放技术
丝束铺放(Tow Placement)相对较新并在近年格外受到关注。它兼顾了自动铺叠与纤维缠绕的优点。能够制造复杂形状结构件，对纤维角度不限制。而且有极大减少生产成本的潜力。在空军的MANTECH和NASA的ACT项目中，该技术的价值已得到证实。未来的开发包括最佳化控制系统、铺放头位置反馈、在线快速检测、准确和高质量产品。
（7）其他
在以上技术基础上，国外还开展了复合材料快步成形法（采用快步成形法将取消热压罐，代之以浮动模和流动振动的流体进行固化。从而将固化时间从24h降至1h。所需压力从传统热压罐法的60～ 200psi降至1～4psi1MPa=145psi）。）、流动成形法（是用热塑性复合材料来制造大型零件的一个突破，是一种低成本生产技术，可制出高比强度的复合材料。）、新注塑成形法等技术。隔膜成形原是一种为热塑性复合材料开发的成形工艺，后发现用于热固性复合材料具有很广泛的用途。它具有成形过程中纤维不易滑动、从而不易产生皱折的特殊功效，非常适用于加工大型飞机机翼前梁的C型截面。在近年推出的A400M等大型飞机前梁C 型截面中，已广泛采用了这种工艺方法。
另外还开发了复合材料连接件、低成本工装、用磨擦发光材料检测复合材料结构损伤、应用高温传感器检测碳-碳复合材料的结构完整性以及层合复合材料断裂及失效的预测技术等。随着纳米技术的发展，在美国国防预先研究局的资助下，得克萨斯大学和都柏林的Trinity学院的研究人员，已成功制备出连续碳纳米管复合材料纤维，该种纤维可吸收的能量是目前用于制作防弹背心的Kevlar纤维的17倍。其他潜在的军事用途还包括储能“电子纺织品”，人工肌肉以及能制造微型飞行器的多功能纤维。此外，美国LVH涂层公司应用纳米复合材料技术来实现航空航天工业用的透明电沉积层，其耐磨性据称是传统有机涂层的10倍以上。它是在电脉涂层工艺中加入陶瓷基纳米复合材料来实现的，具有抗金属划伤及磨损能力。纳米复合材料技术应用了陶瓷球、晶体、非晶体物质、管子或其它小于100纳米的形体与有机树脂组合而成。这种纳米复合材料涂层虽是传统工艺，但采用电泳进行沉积对LVH公司带来许多难点。这种技术在保留涂层透明性等装饰性能的同时，使涂层耐划伤及耐磨损。
工艺技术存在的问题
困扰着复合材料大量应用的另一瓶颈技术是其工艺技术中尚存在许多有待解决的问题。为降低复合材料成本，近年来开发了多种低成本工艺技术，包括自动铺带、自动铺丝、液态成形、非热压罐固化等。其中自动铺带和自动铺丝技术发展比较平稳，而液态成形、非热压罐固化以及模具、连接等配套技术在发展中却面临着大量棘手问题。
（1）纺织预成形体+ 液态成形技术问题。
VARTM技术尽管很有发展前途，但其重复性受到限制，主要原因是：
·原材料的可变性。包括增强体和树脂系统。
·各步工艺过程的自动化。特别是预成形体的铺层以及熔渗过程的自动化。
·虚拟设计工具，主要包括树脂流动预测软件、综合化的复合材料有限元软件包。
干的增强体通常以各种成卷的织物形式供应。机织产品由于在织物中会产生皱褶，因此强度会有所降低。而经编织物由于其渗透性明显低于机织物，因而通常又不易进行浸渗。与传统预浸料相比，干的增强体使得独立的丝束/纤维在切割及装卸过程中非常易于移动，因此有可能造成纤维取向的歪斜或导致针孔，从而在生产中造成局部缺陷。目前，织物的铺叠未实现自动化，因此，操作者的操作精确程度将显著影响最终预成形体的精度。在预成形体的生产过程中将耗费大量的劳动力，因而会增加制造成本。解决的方法是研究自动铺放机。
普通的RTM件由于模具复杂、模具变形大、缺少低黏度树脂，目前仅用于加工一些梁、肋、框等小型构件。事实上，目前RTM树脂所具备的韧性仅达到第一代环氧的水平。在F-22制造过程中，由于构件偏大，控制模具的变形非常困难。为改进RTM件韧性偏低的问题，由Cytec开发了Priform技术。最近该公司展出了用新型式的Priform技术制造的后压力隔框。标准的Priform用热塑性增韧剂纺成纤维并与碳纤维编织在一起，新型式的Priform的增韧剂用的则是热吹的可溶膜，该膜插入碳纤维带之间，形成一种非编织的织物，薄膜溶解并与环氧基体交混在一起形成增韧构件。
在RTM的各种派生技术中，在VARTM的各种派生工艺中，可控气氛压力树脂熔渗（CAPRI）和真空辅助成形（VAP）是两种比较有特点的方法。其中CAPRI法的优点是可使纤维体积含量提高5%～10%。VAP 采用在真空袋下放置带有微孔的掩膜，在熔渗过程中可实现排气，从而减少气孔的产生。
（2）非热压罐固化技术问题。
非热压罐固化在过去一直颇受争议。如在787 生产过程中，非美国承包商原提议RFI件采用非热压罐固化，但波音公司经过验证，认为韧性不满足规范要求，因此还需热压罐固化。其中关键的问题是如何界定“热压罐质量”。目前，越来越多的制造商对于原有的假定产生质疑。他们认为，非热压罐固化确实会使纤维体积含量减少，但其影响甚小，如在VARTM技术中，单向带及织物的纤维体积含量已分别达到60% 和56%，而热压罐固化所能达到的相应值也仅为62%和58%。因此，相对于热压罐法而论，韧性的降低大约处于3%～4%之间。而判定一种产品的可接受性，仅评价性能未免偏激，减重、零件数、可制造性、加工时间、表面质量以及成本因素也应综合考虑，因而，非热压罐固化还是前景看好。
较之VARTM和RTM更接近传统方法的是采用为非热压罐固化开发的专用预浸料，然后在固化炉中固化。目前，先进复合材料公司的首个热压罐外固化复合材料MTM44-1已取得空客认可用做结构件。MTM44-1是一种两步固化（130℃～180℃）高性能韧化环氧基预浸带，经低压真空袋处理后，具有低孔隙率。可制造大型整体结构。MTM44-1有两种预浸带形式（带及织物）。目前正在应用并进行合格认证的其他三种预浸带有MTM45-1、MTM46 以及MVR444。
（3）模具问题。
先进复合材料成形用的模具制造是一种精密的技术，必须尺寸精确、表面光洁度好，能经受多循环的固化。因此，起制造成本高昂，特别是殷伐钢模具的制造成本有时占结构件制造成本的75%。为此，模具的制造需要不断创新，主要表现在：
· 镍合金薄壳模具；
· 采用低压RTM；
· 在复合材料模具上采用金属涂层；
· 碳/ 双马材料制的模具；
· 烘箱中固化用的模具；
· 形状记忆聚合物模具；
· 碳泡沫材料制模具；
· 纳米技术对模具的改性；
· 采用石墨/ 环氧复合材料模具。
