苏景新,卞文熙,路鹏程
（中国民航大学航空工程学院，天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津 300300）
摘要：在大型或复杂航空结构生产、组装时，构件间的连接尤为重要。传统的复合材料连接技术具有一些明显缺陷。针对热塑性复合材料，人们一边深入探索新型高效的机械连接和胶接方法的同时，一边着眼于具有巨大潜力的熔融焊接技术。针对热塑性复合材料各类连接技术，对它们的特点、应用及研究现状进行概述，重点论述了电阻焊接、感应焊接、超声焊接三种焊接技术，并对航空结构热塑性复合材料发展进行了展望。
关键词：热塑性复合材料；机械连接；胶连连接；熔融焊接
纤维增强树脂基复合材料(FRP)具有高比强度、高比刚度、耐高温、结构可设计性以及轻量化等优点，被广泛应用于航空航天等领域。热固性复合材料(TSC)在当前的飞机结构得到成熟的应用，但其存在的固有缺陷使性能更优，更具有可持续发展潜力的热塑性复合材料(TPC)备受关注，如湾流 G650型公务机的尾翼是由碳纤维增强聚苯硫醚(CF/ PPS)复合材料焊接而成。空客 A330/A340飞机内侧壁板采用了碳纤维增强聚醚酰亚胺(PEI)复合材料横杆扣件，A350机身卡箍采用TenCate公司的 CF/PPS制造。空客 H-160直升机采用碳纤维增强聚醚醚酮(PEEK)代替钛合金制造旋翼桨榖中央件。与TSC 相比，TPC 具有更高的抗疲劳强度和冲击损伤容限，固化周期短，便于二次加工和回收利用日。因此，热塑性复合材料有望成为新一代航空结构材料的发展目标。
在生产大型或复杂航空结构件时，需要通过连接
将各零件组装成整体部件。目前复合材料的连接技术可分为机械连接、胶接连接及熔融焊接三类。20世纪60年代，美国国家航空航天局(NASA)对高性能复合材料机械连接展开研究，从结构设计，模拟分析以及力学性能实验等方面，提出了一套针对复合材料机械连接设计、制造和应用的指导规范标准。1997年美国启动“复合材料经济可承受性(CAI)”项目，研究低成本的大型结构胶接技术，成果显著。胶接结构已经成功应用于F-35型战斗机框架与进气道蒙皮的连接，降低了紧固件数量、装配时间和成本。对于TPC 来说，由于热塑性树脂较低的表面能导致与胶黏剂结合能力差，其受热软化，冷却硬化的特性使熔融焊接成为新型连接方法。波音公司国防和航天集团进行了一项成本比较研究，报告称与螺栓连接相比，通过熔焊连接复合材料机翼可以节省61%以上的劳动力。
本文对航空复合材料结构应用到的机械连接、胶接连接和熔融焊接技术进行概述，重点阐述电阻焊接、感应焊接、超声焊接三种连接技术的原理及应用、连接质量控制等研究热点，从焊接质量和成型工艺对不同连接技术进行比较与分析。
1机械连接
航空结构整体化成型技术的发展，使机械连接结构大幅度减少，但是某些传递大载荷的分离面仍需要采用机械连接，因此也就更为关键。如空客A380机身段的连接和机翼的铆接，F-22型战斗机机翼使用紧固连接件高达14000个。另外，机械连接虽然有连接效率低的缺点，但其突出的优点是安全可靠、传递大载荷、可重复装配和拆卸。因此，机械连接在未来很长时间内仍是飞机结构主要的连接手段之一。机械连接按照连接对象可分为复合材料连接或复合材料与金属连接。图1所示为铝和复合材料的两步紧固，将铝和层合板放置于冲头和分体式模具之间，通过冲压形成机械互锁，再经过底部模具向上压实形成咬合连接结构。
图1两步紧固连接示意图
Fig1Schematicdiagramoftwostepfastening
TPC与金属的机械连接研究主要是设计先进的紧固工艺以获取高强度接头。Lambiase等研究了铝和CFＲP的两步紧固，表明冲头锥度和直径会显著影响接头底部形貌和CFＲP的损伤形式。将冲头锥度角从12°减少到6°，剪切强度可增加50%。冲头直径增加能提高铝和CFRP接触面积，但容易造成层合板产生分层缺陷(图1)。Lambiase对比分析了不同紧固模具对TPC/金属连接接头的影响。证明开槽模具不适合连接TPC，矩形模具通过较低的连接力能获得较高的剥离强度，圆形模具可以成型出性能最佳接头。孙胜等通过有限元方法建立了复合材料螺栓连接和铆接模型，较小过盈量的干涉配合能提高连接强度，采用凸头铆钉的连接结构挤压强度与埋头铆钉相比提高15%。
为了减少工艺引起的损伤，可以通过加热基体来提高延展性。Benjamin等介绍了三种新型的机械连接技术，如图2所示。1)沿厚度方向切割金属及TPC，局部加热使树脂软化后通过模压成型(贴合);2)在加热后的TPC内植入嵌件，在TPC不变形的前提下成型(镶嵌);3)对传统刚性连接的改动，通过模压直接成型(压合)。贴合连接使纤维重新定向，接头成型快，适用于连接超高强度钢或厚层合板。镶嵌连接使纤维在树脂流动状态下被移到两边，应用更加灵活。压合连接不需要准备步骤或精度要求，不用打孔破坏纤维。
2胶黏连接
胶黏连接是一种能够传递均匀应力的高效连接方式，减重的同时提高了抗疲劳和耐腐蚀能力。现代飞机的机身、油箱、舱门等部件的制造中均有大量应用，例如B-58重型轰炸机采用胶接取代约50万只铆钉，黏接壁板面积占全机总面积的85%;一架小型飞机采用胶接替代铆接，可减重20%，强度提高30%。金属与复合材料胶接破坏形式如图3所示。在实际生产中，由于胶接受工艺影响较大，并且复合材料与胶层界面复杂，基体/胶层界面的黏接强度难以准确测定。从其破坏形式可知，要获得承载性能最佳的胶接接头，需要提高胶黏剂和基材之间、层合板层间的界面结合强度，使最终破坏形式倾向于胶层内聚破坏，最大化发挥胶黏剂性能。
董炜等研究了表面处理工艺对钛板与复合材料黏接性能的影响，证明合适的表面处理工艺能提高胶黏效果。Hirulkar等研究了湿热老化结合循环热冲击对CFRP胶接接头弯曲性能的影响，湿热老化时，温度越高接头强度降低越明显，而热冲击对弯曲性能影响不大。与TSC相比较，TPC吸水率低，不易受湿热条件影响，但胶黏剂种类不同会导致耐湿热性能有所区别，影响接头性能。要实现良好的黏接，需要根据基材类型和性质、接头服役环境、成本因素选用合适的胶黏剂。进行相应筛选试验，获取不同结构胶黏剂的力学性能，以供合适的选择。
为获得足够的接头强度，Peng等采用热熔胶膜和熔融黏接两种连接技术研究了工艺参数(熔融温度、铺层顺序等)对玻璃纤维/聚丙烯(GF/PP)接头强度的影响，相比之下熔接强度更高，而热熔胶膜连接加工周期短，成型压力更低。
TPC具有较低的表面能，这使得黏合剂很难黏附表面并产生良好的黏接。Rhee等在固定气氛环境下，用直流等离子改性铝板表面，增加了表面粗糙度，剪切强度相较原始试样提高33%，剥离强度提高6倍。Rhee等研究了辐照处理对铝－复合材料黏接接头的影响，氧环境下，氩离子辐照能使碳氧亲水键强度增加，断裂韧性有显著提高。所以黏合剂和表面处理方法的选择对于接头强度至关重要，也是具有前景的研究方向。
3、熔融焊接
在连接复合材料时，使用机械连接预制孔会破坏增强纤维，而影响整体结构性能，异种材料连接还有可能产生电偶腐蚀弱化界面。对胶接来说，受环境影响、黏结剂的固化时间较长是其主要缺点。此外，TPC的胶接还需要预处理以改善复合材料的润湿性和表面张力。
熔融焊接指的是将界面处的树脂加热至黏性状态，使树脂基体相互扩散，并冷却形成焊接接头。根据发热机制的不同可以将熔融焊接分为三类，如图4所示。德国宇航中心采用电阻焊接制造了新A320飞机后压力舱壁展示件，采用碳纤维结代替原有金属网，将8块CF/PPS复合材料部件焊接起来。荷兰Fokker公司采用CF/PPS复合材料通过感应焊接制备了湾流G650的方向舵和升降舵。与机械连接和胶接相比，焊接方法可以获得可靠、稳定的接头，更具发展优势。
3.1电阻焊接
电阻焊接(ＲW)原理如图5所示。电流流经加热元件产生焦耳热，在加热元件表面的高温会导致热塑性树脂的熔化，由焊接压力压实形成焊接接头。
目前研究集中在控制焊接过程的参数以及影响接头质量的因素。21世纪初Stavrov等认为搭接剪切强度测试(LSST)是表征接头力学性能的唯一方法，但随着研究深入，Reis等认为LSST只能提供断裂时的平均剪应力，无法表征实际环境复杂性，需要单一或混合加载的韧性试验评估接头的断裂行为。接头温度分布会影响整体结构和最终力学性能，Panneerselvam等对GF/PP的电阻焊接展开研究，电流水平、压力大小及加热时间会影响接头性能，电流过低或加热时间太短不足以软化基体，反之又会引起局部过热或纤维断裂。Shi等发现，GF/PEI焊接接头内部温度和热应力分布会影响孔隙分布，而孔隙形成与残余物(制备预浸料的溶剂和水分)挥发或高温下基体刚度降低引起的残余压应力释放有关。
加热元件(HE)作为焊接过程中最关键的部分，如何产生均匀的加热和较好的界面结合强度是人们所关注的重点。20年前Ageorges等就比较了单向纤维和织物两种加热元件，两者都显示出温度随电阻增加而增加的特性，但织物相比具有更好的温度均匀性，单向纤维横向上的传热相当差。单向纤维的好处在于不会产生异种植入物，同种材料的结合性能更好。而力学性能方面，织物比单向纤维的搭接剪切强度(LSS)高出69%，层间断裂韧性(GIC)高179%。González等对两种系列的不锈钢网加热元件进行对比试验，加热元件参数如表1所示。不锈钢网较小的丝束密度能使熔融树脂在网眼两侧均匀扩散，但更大的丝束密度代表更快的加热速度，达到所需树脂熔融温度时的电流强度更低。由于TPC电阻焊接时加热元件与碳纤维不可避免的接触，可能会在接头内部产生新的回路导致漏电，影响界面性能。Dubé等开发了一种陶瓷涂层(TiO2)不锈钢网的绝缘加热元件，在加热元件表面通过高速氧火焰喷涂法沉积一层高延展性的纳米结构TiO2粉末，涂层良好的隔热性能降低了边缘效应，提高了焊缝温度均匀性，同时在树脂熔融后观测到电阻值并没有下降，成功防止电流泄漏。
3.2感应焊接
感应焊接(IW)的原理是在导电线圈上施加交流电压时产生交流电，感应出时变磁场，当加热元件被放置在时变磁场附近时，就会产生涡流，涡流流过导电回路在焊接界面产生热量，因此也可以使用编织增强纤维产生闭环，如图6所示。与电阻焊接不同的是，感应焊接不需要感应线圈与加热元件接触，能够更好地控制加热区域。
感应磁场的加热元件种类以及待焊部件种类不同导致加热机制的不同。目前学术界根据产热位置分为:焦耳损耗加热、介电滞后加热及接触结点加热。对于复合材料的复杂结构，确定加热机制对控制接头温度均匀性和力学性能至关重要。文献采用数值模拟方法研究了TPC感应焊接，如表2所示。
对感应加热而言的主要问题是焊接区域温度分布均匀性，线圈形状、圈数会影响产生磁场大小，不同形状的线圈适用于不同的焊接试件。接头区域的几何形状会造成不同的边界效应，如图7所示。当线圈尺寸大于焊接区域尺寸时，涡流只能沿着最靠近的边缘流动，从而导致边缘区域电流密度和温度较高。解决这一问题目前有两种方法:一是模拟会产生边缘效应的区域，通过改变线圈形状降低影响。另外一种是优化金属网的形状来重新定向涡流流动路径，从而创建更均匀的加热。
2017年加拿大学者Farahani等提出了一种新型的碳纳米纤维加热元件，在碳纳米纤维表面涂层镀银或镀镍，研究了这些新型加热元件在单向(UD)和缎纹织物(SWF)CF/PPS复合材料感应焊接中的加热效率，用LSS表征接头强度并与传统不锈钢网接头进行了比较。结果如表3所示，HE#1代表Ag涂层CNF，HE#2代表Ni涂层CNF。根据这些结果表明，加热过程的升温速率取决于加热元件的类型以及待焊件类型，缎纹织物表现出比单向纤维复合材料更高的升温速率，且加热速率越高，搭接剪切强度越高。涂层后的碳纳米纤维表现出与不锈钢网相当或部分超过的力学性能。
3.3超声焊接
1984年Potente提出超声焊接热塑性高分子材料的机理，图8为超声焊接(UW)原理图，待焊件与导能筋(感受器)在焊接压力下接触固定，超声波发生器将高频交流电转换为高频振动，小振幅变化的运动产生了分子间摩擦并转换为热能，经过传导到达接头界面，直到熔融导能筋，在压力下流动并浸润待焊件形成连接。与电阻焊接、感应焊接等其他焊接技术相比，超声焊接是最快的连接方法之一，适合大量和自动化生产。不像感应焊接与电阻焊接需要植入异种材料或纤维，而是在焊接界面铺敷一层叫做超声波导能筋(ED)的凸起或平整的树脂材料，减少了可能造成的影响。
综合最新研究进展，TPC超声焊接的研究重点在于工艺参数优化、焊接控制方式、导能筋类型、异种复合材料焊接。控制超声焊接工艺的参数是压力、振幅和时间，而振动频率对选用的超声波发射器一般是固定的。压力和振幅决定产热速率，振动时间决定了输入焊接接头的能量以及最终质量。研究表明，焊接质量随焊接时间的增加而提高，但较长的焊接时间会在接头界面处形成较大的孔洞和裂纹。Hongon等研究了不同频率的聚丙烯和聚甲基丙烯酸甲酯搭接聚合物的超声焊接，研究表明高频［(67～180)kHz］下形成的接头强度高，这是因为高频提供更高的界面温度。在焊接过程中，振动时间可以通过设定值来直接控制，或是通过改变焊接能量和超声波发生器垂直位移两个参数来间接控制。即“能量控制”或“位移控制”方式。相较于能量控制，位移控制焊接能够获得更稳定、可靠的焊接接头质量。
导能筋(ED)是富含树脂的人造微突起结构，不含任何纤维，在焊接过程中放置在界面处，是超声焊接中最重要的结构之一。它通过和被附着物相对运动、自身刚度低于被附着物刚度两个先决条件来集中加热，相对运动能促进表面摩擦，刚度差距促进黏弹性加热。典型的导能筋形状为三角形、半圆形和矩形，如图9所示。
表4提供了部分ED对接头性能影响的研究，其形状决定了界面接触状态，影响基板之间的热量产生，从而影响接头质量。然而，使用ED会导致局部纤维含量减少，这是由于添加了额外的树脂基体，从而导致接头薄弱。需要注意的是，ED中填充纤维会对接头性能造成影响，但其复杂影响还需深入研究。
3.4电阻、感应、超声焊接工艺比较
电阻焊接发展最早，发展至今工艺水平不断提高，接头质量也随之更优，但表征接头性能的方法非常有限，对于疲劳、蠕变或环境影响下的接头行为研究较少，通过获取不同环境影响下的数据，能得到更真实的焊缝质量图像。其次，焊接时需要使用植入物可能会影响焊接强度，并导致成本相应增加。
电阻、感应焊接都存在边缘效应导致界面不均匀加热，对于接头性能造成较大的影响，为了消除或减弱这种影响，可以采用焊件两端主动冷却或使用较高焊接功率等方法。同时对于感应焊接加热机制到底是通过纤维导电的涡流加热，通过相邻处纤维重叠的焦耳加热或是介电滞后加热，还需要更深入的研究，数值模拟方法被证明是行之有效的焊接分析方法。
超声焊接与前两种方法的区别在于不需要添加异种材料，通过铺敷同种基体的树脂膜就能达到连接的目的，导能筋形状及数量、纤维填充含量都是目前正在研究的主要问题。超声焊接也存在一定局限性，大型的连续连接无法在一次焊接过程中完成，对于特殊的几何形状结构还需要进行特殊设计。由于振动很难穿透较厚的部件并在焊接区域振动，因此不足以产生良好质量的焊缝，由于设备功率限制，目前焊接厚度都限制在3mm左右。焊接过程中，某些高刚度、高硬度和材料特性中的阻尼因素会改变传递到焊接界面所需要的振动能量。由于循环载荷作用，部件有可能在过程中发生疲劳破坏。
在生产零部件方面，电阻焊适合形状简单的焊缝焊接，感应焊有处理复杂几何形状焊缝的潜力，超声焊接更适合点焊。三种方法的共同点在于都依赖工艺参数的变化，比如焊接时间、功率、压力等等，因此如何扩大工艺窗口也是未来工程应用和科学研究的热点。从总体上看，电阻、感应、超声焊接都是适用于热塑性复合材料连接的技术，通过加热焊接界面来熔融树脂基体，并冷却固化形成焊接接头。在实际生产中，TPC的电阻和感应焊接已经在航空航天工业的高端结构件有少量应用，超声焊接速度快，周期短，但焊接存在厚度限制，同时由于循环载荷不适用于高耐久结构的焊接。
表5提供了CF/PPS的电阻焊(ＲW)、感应焊(IW)、超声焊(UW)的最佳工艺参数以及LSS对比。如表5所示，在最佳工艺参数下，三种焊接技术的剪切强度都达到了31MPa以上。在断裂表面的观察中发现电阻焊接在靠近接头边界的位置仍有树脂未完全熔化。如3.1所提及的，由于边缘效应的存在，边界应当是感应焊接时温度最高的位置。然而与电阻焊接接头相比，理当较高的焊接质量并没有使感应焊接接头具有更高的剪切强度。研究表明，无论采用三种焊接工艺中的哪一种，焊接接头都可以获得类似的力学性能。Reis等通过DCB试验获得I型断裂韧性结果显示，RW接头的临界能量释放率较高。应考虑其他因素或者采用单一或混合模式加载的断裂韧性测试方法表征接头性能，量化其抗损伤性能。为特定应用选择焊接工艺，接头的材料和几何形状也是影响焊接工艺选择的考虑因素。
TPC的熔融焊接与机械连接、胶接相比具有无法比拟的优点，包括减少表面处理要求、具有可再加工和可回收性等。其中电阻焊、感应焊、超声焊因其能够在焊接界面直接加热至熔体熔融黏合，降低对结构其余部分的影响而成为最有发展意义的连接技术。
3.5其他连接技术
除了上述的几种连接方法，熔融焊接中的搅拌摩擦焊、摩擦自铆焊等具有长远的研究和发展前景。同时，新型连接技术的探索也至关重要，从化学键合、异种材料连接、新型结构等角度开发连接技术。
Ageorges等提出了热塑性树脂混杂夹层的连接方法，将纤维布一面涂覆热塑性树脂，控制树脂厚度使其仅浸渍纤维布单侧，然后放置另一侧与TSC湿铺层一同热压固化，纤维布能促进热塑性和热固性树脂的机械联锁。Meng等提出多尺度机械联锁和黏接耦合的摩擦自铆焊接，通过设计接头结构使其抗剪强度达到27MPa。Deng等综述了热塑性树脂－环氧树脂的相互作用，通过共固化获得带有热塑性表面层的热固性基体，在共固化过程中会形成半互穿网络，为热塑性复合材料的异种连接提供了理论依据。Hufenbach等通过热塑性树脂基体可熔性，在GF/PP材料中引入金属销钉，分析了几种销钉在TPC内的失效模式，为新型热塑性复合材料连接技术的发展提供了选择。另外，Jiang等综述了TPC与金属连接技术的发展现状，从成型、界面结构及连接机理等方面分析搅拌摩擦焊的特点，认为搅拌摩擦焊与其他新型连接技术结合是未来发展方向。此外，进一步研究反应性加工热塑性塑料的焊接也是必要的，如使用液体注射工艺制造的聚氨酯、环对苯二甲酸丁二醇酯等。
4、结论及展望
1)机械连接和胶接连接技术成本低，简单可靠，在航空领域得到非常成熟的应用，但用于热塑性复合材料连接时，存在一些固有缺陷。目前研究热点集中在先进的紧固工艺，选用合适的胶黏剂和表面处理方法。
2)电阻、感应、超声焊接是熔融焊接技术中研究最热门和具有前景的连接技术。试样的连接质量由接头温度分布、接头植入元件种类、成型工艺共同决定。连接质量可以通过搭接剪切强度表征，在合适的工艺参数下，三种焊接技术获取的搭接剪切强度相近，但双悬臂梁测试下的I型断裂韧性差异较大。
3)除本文介绍的连接方法，TPC与异种材料如TSC、金属、功能梯度材料的连接技术也具备发展前景。
热塑性复合材料连接技术的发展对实现高质量、高效率、低成本、轻量化的航空结构连接意义巨大。大多数研究集中在通过实验分析工艺参数和接头质量的影响规律，今后可以从多尺度层面探究不同参数间的耦合作用机理。搭接剪切实验并不能完全表征连接质量，仍旧欠缺完善的表征方法。另外，对蠕变、疲劳载荷下的接头行为研究相对较少，应通过数值模拟方法构件连接模型，模拟失效行为及预测寿命和强度。
参考资料（略）
来源：苏景新,卞文熙,路鹏程.热塑性复合材料连接技术综述[J].塑料工业,2022,50(07):17-25+36.
(0)
