近年來，先進復合材料在現(xiàn)代飛機上的用量不斷擴大，已經(jīng)成為鋁、鋼、鈦之外的第4大航空結構材料。復合材料在A380中用量達總重量的25%，在B787中更是達到了50%，在A350XWB結構上的用量達到了52%。其中應用最多的仍然是玻璃纖維、碳纖維、芳綸纖維、硼纖維等高性能纖維增強的樹脂基復合材料，簡稱先進復合材料。其突出特點是構件在成型過程中，需要加熱、加壓和抽真空等工藝條件，材料成型和構件成型同時完成，其形位精度主要依靠相應的模具和工裝來保證。市場對先進復合材料產(chǎn)品質量、性能、成本、周期等要求的不斷提高，促進了先進復合材料工藝技術及其模具和工裝技術不斷創(chuàng)新發(fā)展。

模具和工裝的設計技術

在CAD技術發(fā)展的推動下，復合材料成型模具和工裝廣泛采用數(shù)字化設計技術，許多常用的結構采用模塊化和參數(shù)化設計，以提高設計效率。

復合材料模具與常規(guī)鈑金成型模具的不同之處在于：對累積公差的要求更加嚴格；模具與零件貼合面尺寸的差異取決于模具的類型及其熱膨脹特性；復合材料零件的最后尺寸是基體最高固化溫度下的尺寸[1]。

在進行模具設計時，重點要考慮熱匹配問題，鋼和鋁的熱膨脹系數(shù)比大多數(shù)碳/石墨復合材料約大出一個數(shù)量級，當從固化峰值溫度向下冷卻時，金屬模具的收縮會在構件中引起嚴重的殘余應變或固有應變。在進行模具設計時，如果不能通過尺寸修正，則需要使用熱膨脹系數(shù)較低的復合材料模具。一般采取一定的熱膨脹補償方法，按經(jīng)驗公式及試驗驗證，以制件質心為中心，把整個制件按式（1）縮小。按照縮小后的制件作為工程設計輸入[2]。

F=1/ [（T-P）×△T +1]，（1）式中，F(xiàn) 為熱膨脹糾正系數(shù)；T 為模具的熱膨脹系數(shù)；P 為復合材料制件的熱膨脹系數(shù)；△T 為固化溫度和室溫的差值。

對于簡單的角度回彈問題，在模具設計時，預先把回彈角考慮進去，即制件夾角加上回彈角等于模具的角度，使制件脫?；貜椇蠓瞎に嚁?shù)模要求。

對于復雜的制件，采用CAE技術模擬分析模具和工裝的結構剛度、熱膨脹、溫度場分布等效果，為模具溫度補償和回彈修正設計提供依據(jù)。

模具和工裝結構形式

復合材料成型工藝方法較多，相的模具結構形式多種多樣，先進復合材料成型模具結構形式主要分為如下幾類：

（1）框架式模具。

為了增強模模具局部和整體剛度，提高模具型面加熱效率，減少模具變形，采用隔柵結構，設計制造模具骨架。圖1為框架式模具實物照片。

（2）整體式模具。

對較小尺寸的復材制件，或采用石墨等材料制造模具時，可采用整體式模具，便于機械加工。

（3）組合式模具。

組合模具（圖2）通常采用金屬制造，主要用于壓機成型、模壓成型、樹脂傳遞模塑成型和注射模成型。組合模通常由上下2個半模構成，其加熱方式可以通過模具的上下壓盤傳導加熱，也可以通過附近的熱源給模具加熱，或內置的模具加熱系統(tǒng)加熱。

液態(tài)成型技術包括了樹脂轉移模塑（RTM），及由RTM發(fā)展出來的真空輔助成型（VARTM），樹脂模溶滲成型（RFI）等。RIM模具結構通常分為3部分，1部分為型體，其余2部分為2個端蓋，對形狀復雜的或尺寸大的制品可將型體部分再分割組合，分型面分別做出凸舌與凹溝，并在2個端蓋處設計注射口及排氣口，同時考慮樹脂分流道。