CN110978567A - 一种结构功能一体化复合材料机翼及其整体成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种结构功能一体化复合材料机翼及其整体成型方法。所述方法：制备复合材料承载梁；干燥具有机翼前后缘形状的泡沫芯层，然后将其拼接在复合材料承载梁的前后侧；将吸波层板粘贴在泡沫芯层上，得到拼接组件；将拼接组件通过真空袋法预压实；将干态玻璃布和/或石英布粘贴在复合材料承载梁和吸波层板的表面，得到预成型体；将预成型体置于机翼成型模具中，采用RTM工艺进行制备，得到结构功能一体化复合材料机翼。本发明实现了承载梁、泡沫芯层、吸波材料、蒙皮的一次整体成型机翼；同时，将吸波材料成型在材料内部，避免了吸波层放置在最外层时易老化失效的问题，制备出了既具备承载功能又具备吸波隐身功能的结构功能一体机翼。

Description

一种结构功能一体化复合材料机翼及其整体成型方法
技术领域
本发明属于复合材料成型技术领域，尤其涉及一种结构功能一体化复合材料机翼及其整体成型方法。
背景技术
机翼的复合材料化，可以大幅减重，增加飞机的装油量，有效提高航程和燃油经济性等性能，已成为航空航天先进结构材料的发展方向。而不但可以实现结构承载减重的目的，还可以满足特定的功能的结构功能一体化更是复合材料产品发展的方向。目前，结构/功能一体化机翼一般做法为，首先成型上半翼和下半翼复合材料结构，胶接组合，然后在复合材料结构机翼外表面喷涂或粘接吸波材料的分步式成型方法。这样就没有发挥出复合材料可设计的特性，没有一次整体成型，并且吸波材料暴露在空气中，容易老化和磕碰损伤，导致功能下降，同时放置在最外层还需要经常性的维护。在整体成型时，功能材料粘贴的技术存在空白，并且粘贴后的功能材料缝隙过大，会产生脱粘的现象。
针对上述问题，非常有必要提供一种新的结构功能一体化复合材料机翼整体成型方法以及由此成型得到的结构功能一体化复合材料机翼。
发明内容
为了解决现有结构功能一体化复合材料机翼成型时存在的吸波材料暴露在空气中及分步式成型存在的技术问题，本发明提供了一种结构功能一体化复合材料机翼及其整体成型方法。
为了实现上述目的，本发明在第一方面提供了一种结构功能一体化复合材料机翼的整体成型方法，所述方法包括如下步骤：
(1)制备复合材料承载梁；
(2)将分别具有机翼前缘形状和机翼后缘形状的两块泡沫芯层置于烘箱中干燥，然后将干燥后的两块所述泡沫芯层分别通过胶膜拼接设置在所述复合材料承载梁的前后两侧，修整所述泡沫芯层的边缘与机翼成型模具中的泡沫刻线位置相符，得到第一拼接组件；
(3)将吸波层板通过胶膜粘贴在所述第一拼接组件包括的两块所述泡沫芯层上，得到第二拼接组件；
(4)将所述第二拼接组件依次用脱模布和透气毡进行包裹，然后置于真空袋中，在真空袋内的真空压力小于-0.095MPa并且温度为25～35℃的条件下通过真空袋法对所述第二拼接组件进行预压实定型；
(5)将干态玻璃布和/或干态石英布对步骤(4)中预压实定型好的第二拼接组件进行整体缠绕，缠绕方式为在蒙皮前缘整体缠绕，在蒙皮后缘进行对接铺层，得到预成型体；
(6)将所述预成型体置于机翼成型模具中，采用RTM工艺进行制备，得到结构功能一体化复合材料机翼。
优选地，所述结构功能一体化复合材料机翼包括复合材料承载梁、设置在复合材料承载梁的前后两侧的泡沫芯层、粘贴在所述泡沫芯层的表面的吸波层板以及包覆在所述复合材料承载梁和所述吸波层板的表面的蒙皮。
优选地，在步骤(6)中，所述RTM工艺为：采用注胶用RTM树脂对所述预成型体进行RTM注胶和固化；进行所述RTM注胶直至从机翼成型模具的出胶孔流出的RTM树脂没有气泡为止。
优选地，在步骤(6)中，所述固化的温度为125～135℃，所述固化的时间为1.5～3h。
优选地，所述泡沫芯层采用硬质聚氨酯泡沫材料、酚醛树脂泡沫材料或聚甲基丙烯酰亚胺泡沫材料制成。
优选地，所述吸波层板采用树脂基吸波材料制成，所述树脂基吸波材料的固化的温度为125～135℃，固化的时间为1.5～3h。
优选地，所述干态玻璃布为干态玻璃纤维织物。
优选地，所述干态石英布为干态石英纤维织物。
优选地，所述RTM树脂采用中温固化RTM环氧树脂，所述中温固化RTM环氧树脂的固化的温度为125～135℃，固化的时间为1.5～3h。
本发明在第二方面提供了由本发明在第一方面所述的整体成型方法成型得到的结构功能一体化复合材料机翼。
本发明与现有技术相比至少具有如下有益效果：
(1)本发明一次整体成型出具有吸波隐身、承载复合材料机翼。即只需要一次受热固化即可成型，减少了各部分零件分别固化时所浪费的能耗和时间；在成型过程中不需要进行胶接，减少了各部分零件装配时所浪费的能耗和时间；采用外表面结构材料玻璃纤维或石英纤维连续铺层的方法保证了制件纤维连续性，确保了机翼迎风面的整体结构，提高了制件的可靠性。
(2)本发明将吸波层制备在复合材料内部，避免了吸波层放置在最外层时，容易老化和磕碰损伤，导致功能下降，同时，由于有外层复合材料的保护，不需要维护，寿命能达到与机翼寿命相同。本发明解决了现有结构功能一体化机翼不采用这种共固化一体成型的方式，而是先将复合材料固化成型后，再将吸波功能材料用常温胶黏剂粘贴在已经成型的复合材料蒙皮表面，吸波功能材料易受到环境因素的影响，容易老化失效的技术问题。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明在第一方面提供了一种结构功能一体化复合材料机翼的整体成型方法，所述方法包括如下步骤：
(1)制备复合材料承载梁；具体地，例如可以将复合材料承载梁上、下表面、前、后腹板以及翼尖表面用打磨(例如用60号砂纸片打磨)，去掉表层树脂层，以逆光检查无亮点为准，打磨时从翼根依次向翼尖移动，须保证不存在遗漏区域，在打磨过程中，可采用翼型打磨样板进行比对，防止打磨过量；在本发明中，所述复合材料承载梁例如可以采用现有工艺制成所述复合材料承载梁。
(2)将分别具有机翼前缘形状和机翼后缘形状的两块泡沫芯层(泡沫芯块)置于烘箱中干燥，然后将干燥后的两块所述泡沫芯层分别通过胶膜拼接设置在所述复合材料承载梁的前后两侧，修整所述泡沫芯层的边缘与机翼成型模具中的泡沫刻线位置相符，得到第一拼接组件；在本发明中，所述泡沫芯层的干燥处理例如可以为将机加成机翼前后缘形状的泡沫芯层在130℃±5℃的烘箱中干燥2h，烘箱温度达到125℃时开始计时，保温2h；泡沫芯层在烘箱搁置时，保证泡沫芯层表面的空气能够循环；烘干后的泡沫芯层在烘箱冷却后需立即密封保存在塑料袋内，需要使用时再打开取出来，禁止裸露存放在空气中。
(3)将吸波层板粘贴在所述第一拼接组件包括的两块所述泡沫芯层上，得到第二拼接组件；在本发明中，所述吸波层板的粘贴过程例如可以为：将吸波层板从上机翼向下机翼整体铺敷，铺贴过程中需用手压实包紧，防止吸波层板在前缘交界处和/或后缘交界处有架桥现象或存在较大缝隙，影响隐身效果；粘贴过程中可采用电熨斗辅助包覆，用电熨斗将吸波层板向另一边机翼赶，防止气泡裹在其中；在本发明中，将吸波层板通过胶膜粘贴在所述第一拼接组件包括的两块所述泡沫芯层上，最终将吸波层板成型在复合材料机翼结构内部。
(4)将所述第二拼接组件依次用脱模布和透气毡进行包裹，然后置于真空袋中，在真空袋内的真空压力小于-0.095MPa并且温度为25～35℃的条件下通过真空袋法对所述第二拼接组件进行预压实定型；在本发明中，通过真空袋法进行真空预压实例如可以为：打开真空泵，保证真空袋内真空压力小于-0.095MPa，室温下抽真空30min；若室温低于25℃，需在烘箱中抽真空预压实，设置烘箱温度35℃，当烘箱达到35℃开始计时，保温30min后关闭烘箱电源，取出所述第二拼接组件。在本发明中，进行预压实定型的温度优选为25～35℃，当室温温度低于25℃时，胶膜会较硬脆，粘接效果会下降。
(5)将干态玻璃布和/或干态石英布对步骤(4)中预压实定型好的第二拼接组件进行整体缠绕，缠绕方式为在蒙皮前缘整体缠绕，在蒙皮后缘进行对接铺层，得到预成型体；在本发明中，蒙皮整体包覆缠绕例如为：将干态玻璃布和/或干态石英布粘贴在所述第二拼接组件包括的所述复合材料承载梁和所述吸波层板的表面，并用电熨斗沿着干态玻璃布和/或干态石英布的纤维方向在机翼两侧将玻璃布/石英布压平整，翼尖进行包边处理；在本发明中，步骤(5)中所述的蒙皮前缘、蒙皮后缘分别指的是对应由干态玻璃布和/或干态石英布浸渍RTM树脂后经固化形成的蒙皮前缘位置和蒙皮后缘位置。
(6)将所述预成型体置于机翼成型模具中，采用RTM工艺进行制备，例如采用注胶用RTM树脂对所述预成型体进行RTM注胶和固化，得到结构功能一体化复合材料机翼；在本发明中，将所述预成型体置于机翼成型模具中时，例如需要按照机翼成型模具的前后缘位置进行修剪，保证与模腔尺寸相同，按照模具型腔进行修边。
本发明采用“积木式”搭建方案，通过真空袋法使减重芯层(泡沫芯层)、吸波材料(吸波层板)、透波蒙皮织物(透波蒙皮)和复合材料承载梁实现有效粘接，再在一定的温度和压力下通过树脂的注射、浸润和固化实现了结构功能一体化复合材料机翼的整体成型。本发明填补了目前结构/功能一体化机翼整体成型时，其吸波材料粘贴的技术空白，本发明利用真空袋法预压吸波材料，吸波材料缝隙小于1mm，无脱粘，实现了吸波材料在产品内部的有效粘贴。在本发明中，吸波材料缝隙小于1mm，无脱粘，吸波材料的外形不会发生皱褶和变形，更趋近于理论外形，隐身测试结果也会更趋近于理论设计值。
本发明的优点是通过采用RTM工艺，实现了承载梁、泡沫芯层、吸波材料、蒙皮的一次整体成型复合材料机翼；同时，由于将吸波材料成型在材料内部，避免了吸波层放置在最外层时，容易老化和磕碰损伤，导致功能下降，同时，由于有外层复合材料的保护，不需要维护，寿命能达到与机翼寿命相同；本发明制备出了既具备承载功能又具备吸波隐身功能的结构功能一体机翼。
根据一些优选的实施方式，所述结构功能一体化复合材料机翼包括复合材料承载梁、设置在复合材料承载梁的前后两侧的泡沫芯层、粘贴在所述泡沫芯层的表面的吸波层板以及包覆在所述复合材料承载梁和所述吸波层板的表面的蒙皮；在本发明中，所述蒙皮由干态玻璃布和/或干态石英布浸渍RTM树脂后经固化形成。
根据一些优选的实施方式，所述吸波层板的粘贴过程为：将吸波层板从泡沫芯层靠近上机翼的方向向泡沫芯层靠近下机翼的方向整体铺敷，铺贴过程中用手压实包紧，防止吸波层板在与泡沫芯层的前缘交界处和/或后缘交界处出现架桥现象或存在较大缝隙，影响隐身效果；并且在粘贴过程中采用电熨斗辅助包覆，用电熨斗将吸波层板从靠近上机翼方向向靠近下机翼方向赶，防止气泡裹在其中，避免出现脱粘现象而影响隐身效果。
根据一些优选的实施方式，在步骤(5)中，将干态玻璃布和/或干态石英布粘贴在所述第二拼接组件包括的所述复合材料承载梁和所述吸波层板的表面，并用电熨斗沿着干态玻璃布和/或干态石英布的纤维方向在复合材料机翼两侧将玻璃布和/或石英布压平整，并且对复合材料机翼的翼尖进行包边处理，得到预成型体，如此有利于实现透波蒙皮织物(蒙皮)与减重芯层(泡沫芯层)、吸波材料(吸波层板)和复合材料承载梁的有效粘接。
根据一些优选的实施方式，在进行步骤(3)之前，还包括将步骤(2)得到的第一拼接组件置于机翼成型模具中对所述第一拼接组件包括的泡沫芯层进行修整的步骤，以使得所述泡沫芯层的边缘与机翼成型模具中的泡沫刻线位置相符。
根据一些优选的实施方式，在步骤(6)中，所述RTM工艺为：采用注胶用RTM树脂对所述预成型体进行RTM注胶和固化；进行所述RTM注胶直至从机翼成型模具的出胶孔流出的RTM树脂没有气泡为止，如此能够使得RTM树脂充分浸润干态玻璃布和/干态石英布的表面，有利于减少预成型体固化成型时织物纤维的变形量，从而能更好地保证成型得到的结构功能一体化复合材料的成型质量。
根据一些优选的实施方式，在步骤(6)中，所述固化的温度为125～135℃(例如125℃、130℃或135℃)，所述固化的时间为1.5～3h(例如1.5、2、2.5或3h)。
根据一些优选的实施方式，所述泡沫芯层采用硬质聚氨酯泡沫材料、酚醛树脂泡沫材料或聚甲基丙烯酰亚胺泡沫材料(PMI泡沫材料)制成。
根据一些优选的实施方式，所述吸波层板采用树脂基吸波材料制成，所述树脂基吸波材料的固化的温度为125～135℃，固化的时间为1.5～3h；在本发明中，所述吸波层板例如可以为G291型磁性吸波层板，所述G291型吸波层板由3068中温环氧树脂、增强材料和吸波剂组成，增强材料为石英织物。
根据一些优选的实施方式，所述干态玻璃布为干态玻璃纤维织物；和/或所述干态石英布为干态石英纤维织物；在本发明中，所述蒙皮为由干态玻璃纤维织物和/或干态石英纤维织物浸渍RTM树脂后经固化形成的透波蒙皮。
根据一些优选的实施方式，所述RTM树脂采用中温固化RTM环氧树脂(例如6808中温固化环氧树脂)，所述中温固化RTM环氧树脂的固化的温度为125～135℃，固化的时间为1.5～3h。。
根据一些具体的实施方式，本发明所述的结构功能一体化复合材料机翼成型包括如下步骤：
第一步，复合材料承载梁准备。
将复合材料承载梁上、下表面、前、后腹板以及翼尖表面用打磨，去掉表层树脂层，以逆光检查无亮点为准，打磨时从翼根依次向翼尖移动，须保证不存在遗漏区域，在打磨过程中，可采用翼型打磨样板进行比对，防止打磨过量。
第二步，泡沫芯块干燥处理。
将机加成机翼前后缘形状的泡沫芯块在烘箱中进行干燥处理，泡沫芯块在烘箱搁置时，保证泡沫表面的空气能够循环；烘干后的泡沫芯块在烘箱冷却后需立即密封保存在塑料袋内，需要使用时再打开取出来，禁止裸露存放在空气中。
第三步，泡沫芯块修整。
将泡沫芯块和复合材料承载梁一起放入机翼成型模具中，检查泡沫芯块边缘是否与成型模具中的泡沫刻线位置相符，如果泡沫芯块边缘超出刻线位置，则用砂纸轻轻打磨泡沫芯块对泡沫芯块进行修整，直至泡沫芯块边缘与刻线位置相符。
第四步，吸波材料粘贴。
将吸波层板粘贴在前后缘泡沫芯块上，吸波层板从上机翼向下机翼方向整体铺敷，铺贴过程中需用手压实包紧，防止吸波层板在前缘交界处或后缘交界处有架桥现象或存在较大缝隙，影响隐身效果；粘贴过程中可采用电熨斗辅助包覆，用电熨斗将吸波层板向另一边机翼赶，防止气泡裹在其中。
第五步：真空预压实。
将拼接好的组件依次用脱模布、透气毡进行包裹，放入到事先准备好的真空袋中；打开真空泵，保证真空袋内真空压力小于-0.095MPa，室温下抽真空30min；若室温低于25℃，需在烘箱中抽真空预压实，设置烘箱温度35℃，当烘箱达到35℃开始计时，保温30min后关闭烘箱电源，取出组合件。
第六步：蒙皮整体包覆。
将干态玻璃布/石英布粘贴在复合材料承载梁和前后缘吸波层板表面，并用电熨斗沿着纤维方向将玻璃布/石英布压平整，翼尖进行包边处理，得到预成型体。
第七步：产品合模。
将包覆好的预成型体放入模具中，按照模具的前后缘位置进行修剪，保证与模腔尺寸相同，按照模具型腔进行修边。
第八步：RTM树脂注胶。
连接好模具和RTM注胶机，将配好的树脂注入模具中，直到模具出胶孔流出的树脂没有气泡即可关闭注胶阀门。
第九步：产品加热固化。
用烘箱对模具进行加热固化；加热结束打开烘箱门，让模具自然冷却至50℃以下方可进行脱模。
本发明在第二方面提供由本发明在第一方面所述的整体成型方法成型得到的结构功能一体化复合材料机翼。本发明的结构功能一体化复合材料机翼内置承载梁，前缘和后缘贴覆减重芯层和吸波材料，再和具有透波功能的复合材料蒙皮整体成型，本发明制得的结构功能一体化复合材料机翼在满足强度和刚度需要要求的同时，实现了隐身和减重功能。
下面结合实施例对本发明作进一步说明。这些实施例只是就本发明的优选实施方式进行举例说明，本发明的保护范围不应解释为仅限于这些实施例。
实施例1
成型一件结构功能一体化复合材料机翼，包括如下步骤：
第一步，复合材料承载梁准备。
将复合材料承载梁上、下表面、前、后腹板以及翼尖表面用60号砂纸片打磨，去掉表层树脂层，以逆光检查无亮点为准，打磨时从翼根依次向翼尖移动，须保证不存在遗漏区域，在打磨过程中，可采用翼型打磨样板进行比对，防止打磨过量。
第二步，泡沫芯块干燥处理。
将机加成机翼前后缘形状的PMI泡沫芯块在130℃±5℃的烘箱中干燥2h，烘箱温度达到125℃时开始计时，保温2h；泡沫芯块在烘箱搁置时，保证泡沫表面的空气能够循环；烘干后的泡沫芯块在烘箱冷却后需立即密封保存在塑料袋内，需要使用时再打开取出来，禁止裸露存放在空气中。
第三步，泡沫芯块修整。
将泡沫芯块和复合材料承载梁一起放入机翼成型模具中，检查泡沫芯块边缘是否与成型模具中的泡沫刻线位置相符，如果泡沫芯块边缘超出刻线位置，则用120目砂纸轻轻打磨泡沫芯块对泡沫芯块进行修整，直至泡沫芯块边缘与刻线位置相符。
第四步，吸波材料粘贴。
将G291型磁性吸波层板用J-47胶膜粘贴在前后缘泡沫芯块上，吸波层板从靠近上机翼方向向靠近下机翼方向整体铺敷，铺贴过程中需用手压实包紧，防止吸波层板在前缘交界处或后缘交界处有架桥现象或存在较大缝隙，影响隐身效果；粘贴过程中采用电熨斗辅助包覆，用电熨斗将吸波层板从靠近上机翼方向向靠近下机翼方向赶，防止气泡裹在其中。
第五步：真空预压实。
将拼接好的组件依次用脱模布、透气毡进行包裹，放入到事先准备好的真空袋中；打开真空泵，保证真空袋内真空压力小于-0.095MPa，在烘箱中抽真空预压实，设置烘箱温度35℃，当烘箱达到35℃开始计时，保温30min后关闭烘箱电源，取出组合件。
第六步：蒙皮整体包覆。
将干态玻璃布粘贴在复合材料承载梁和前后缘吸波层板表面，并用电熨斗沿着纤维方向在机翼两侧将玻璃布压平整，翼尖进行包边处理。
第七步：产品合模。
将包覆好的预成型体放入机翼成型模具中，按照模具的前后缘位置进行修剪，保证与模腔尺寸相同，按照模具型腔进行修边。
第八步：RTM树脂注胶。
连接好机翼成型模具和RTM注胶机，将配好的6808中温环氧树脂注入模具中，直到模具出胶孔流出的树脂没有气泡即关闭注胶阀门。
第九步：产品加热固化。
用烘箱对机翼成型模具进行加热固化；将烘箱温度设定为130℃，待模具温度升至130℃时，保温2h；加热结束打开烘箱门，让模具自然冷却至50℃以下进行脱模。
最后说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细说明，本领域普通技术人员应当理解：其依然可以对各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种结构功能一体化复合材料机翼的整体成型方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
(1)制备复合材料承载梁；
(2)将分别具有机翼前缘形状和机翼后缘形状的两块泡沫芯层置于烘箱中干燥，然后将干燥后的两块所述泡沫芯层分别通过胶膜拼接设置在所述复合材料承载梁的前后两侧，修整所述泡沫芯层的边缘与机翼成型模具中的泡沫刻线位置相符，得到第一拼接组件；
(3)将吸波层板通过胶膜粘贴在所述第一拼接组件包括的两块所述泡沫芯层上，得到第二拼接组件；
(4)将所述第二拼接组件依次用脱模布和透气毡进行包裹，然后置于真空袋中，在真空袋内的真空压力小于-0.095MPa并且温度为25～35℃的条件下通过真空袋法对所述第二拼接组件进行预压实定型；
(5)将干态玻璃布和/或干态石英布对步骤(4)中预压实定型好的第二拼接组件进行整体缠绕，缠绕方式为在蒙皮前缘整体缠绕，在蒙皮后缘进行对接铺层，得到预成型体；
(6)将所述预成型体置于机翼成型模具中，采用RTM工艺进行制备，得到结构功能一体化复合材料机翼。
2.根据权利要求1所述的整体成型方法，其特征在于：
所述结构功能一体化复合材料机翼包括复合材料承载梁、设置在复合材料承载梁的前后两侧的泡沫芯层、粘贴在所述泡沫芯层的表面的吸波层板以及包覆在所述复合材料承载梁和所述吸波层板的表面的蒙皮。
3.根据权利要求1所述的整体成型方法，其特征在于：
在步骤(6)中，所述RTM工艺为：采用注胶用RTM树脂对所述预成型体进行RTM注胶和固化；
进行所述RTM注胶直至从机翼成型模具的出胶孔流出的RTM树脂没有气泡为止。
4.根据权利要求3所述的整体成型方法，其特征在于：
在步骤(6)中，所述固化的温度为125～135℃，所述固化的时间为1.5～3h。
5.根据权利要求1至4任一项所述的整体成型方法，其特征在于：
所述泡沫芯层采用硬质聚氨酯泡沫材料、酚醛树脂泡沫材料或聚甲基丙烯酰亚胺泡沫材料制成。
6.根据权利要求1至4任一项所述的整体成型方法，其特征在于：
所述吸波层板采用树脂基吸波材料制成，所述树脂基吸波材料的固化的温度为125～135℃，固化的时间为1.5～3h。
7.根据权利要求1至4任一项所述的整体成型方法，其特征在于：
所述干态玻璃布为干态玻璃纤维织物。
8.根据权利要求1至4任一项所述的整体成型方法，其特征在于：
所述干态石英布为干态石英纤维织物。
9.根据权利要求3所述的整体成型方法，其特征在于：
所述RTM树脂采用中温固化RTM环氧树脂，所述中温固化RTM环氧树脂的固化的温度为125～135℃，固化的时间为1.5～3h。
10.由权利要求1至9任一项所述的整体成型方法成型得到的结构功能一体化复合材料机翼。
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