航空用熱壓罐外固化預浸料復合材料的應用
目前，航空結構用復合材料主要采用預浸料和熱壓罐固化工藝制造。盡管熱壓罐成型工藝制備的復合材料性能優異、質量穩定可靠，但其高昂的工藝成本一直被人詬病]，熱壓罐設備成本比相同容積的烘箱高10~100萬英鎊。另外，高壓固化增加了芯材塌陷和真空袋破裂的風險；零件尺寸受到熱壓罐尺寸的限制，不利于大型整體化零件的成型[2]。因此，熱壓罐外固化（主要是指烘箱固化）預浸料成型技術應運而生。
熱壓罐外固化預浸料（Out-of-Autoclave Prepreg），也叫非熱壓罐固化預浸料（Non-Autoclave Prepreg或V a c u u m - B a g - O n l y - C u r a b l e Prepregs），早于20 世紀90 年代提出，此后歐洲和美國投入了大量精力用于研究熱壓罐外固化預浸料復合材料技術，一些支持項目如：歐洲的CASCADE（Civil Aircraft StructuralComposites Application, Development and Exploitation）、EFFICOMP（LowTemperature Cure Cost Effective C o m p o s i t e M a t e r i a l s f o r A i r c r a f t Structure using Out of Autoclave Processing）、ALCAS（Advanced Low Cost Aircraft Structure）、NGCW（Next Generation Composite Wing）和美國的LCS（Lightweight Composite Structures）[3-4]。
相對于傳統的熱壓罐固化預浸料體系，熱壓罐外固化預浸料體系在烘箱內即可加熱固化，大大節省了設備費用；而且采用烘箱固化時，固化工藝制度簡單，只需要控制溫度和真空度水平（一般熱壓罐外固化預浸料固化過程中都采用滿真空）；烘箱的形狀和尺寸更容易按零件大小要求定制，適合大型零件整體化成型。因此，低成本的熱壓罐外固化預浸料復合材料技術在近10 年得到了快速發展。
熱壓罐外固化預浸料的特點
航空結構用復合材料采用熱壓罐固化的主要作用是限制層合板內的孔隙量，對于主承力結構件，孔隙含量應低于1%；對于次承力結構件，孔隙含量應低于2%。熱壓罐的高壓作用可以使鋪層內的殘余空氣和其他揮發性成分塌陷或溶解在樹脂中，從而降低孔隙含量[5]。對于熱壓罐外固化預浸料，固化過程中只能采用真空袋施加一個大氣壓。若傳統的熱壓罐固化預浸料體系在熱壓罐外（如烘箱）固化時，固化后層合板內孔隙含量可高達5%~10%[6]。因此，開發熱壓罐外固化預浸料體系面臨的要挑戰就是如何在一個大氣壓的工藝壓力下，降低復合材料的孔隙含量，以滿足主承力結構件性能要求。
為降低熱壓罐外固化預浸料復合材料中的孔隙率，必須優化預浸料形式和黏性、樹脂體系的揮發份含量、黏度和反應活性等，這也是熱壓罐外固化預浸料體系與傳統熱壓罐固化預浸料的區別所在[4]。
1 預浸料形式
單向預浸料存在2 種形式：
（1）盡可能浸漬纖維使預浸料中干纖維的量少；
（2）控制預浸料中的浸漬程度，既能提供足夠的排氣通道，又不至于使干纖維過多。前者更適合采用自動鋪絲和自動鋪帶技術，后者更適用于手工鋪層。對于織物形式的預浸料，無論是采用雙膜還是單膜制備，部分浸漬更有利。采用雙膜制造的預浸料產品，可有意使樹脂分布不平衡，以控制排氣通道和黏性水平。
2 預浸料黏性
不同的鋪層方法對預浸料黏性程度要求不同。通常，對于自動鋪絲和自動鋪帶，較低的黏性有助于自動化去除防粘紙和聚酯膜，并避免在壓實頭處裹入空氣；對于手工鋪層，適當的黏性則有助于復雜幾何面處的鋪層，防止纖維滑移。
3 樹脂中揮發份含量
對于袋壓成型用樹脂，應保證空氣和揮發份含量盡可能低。因此，溶劑溶解混合技術在所有的熱壓罐外固化材料體系（包括膠黏劑和表面膜）中都不可用。
4 樹脂黏度
熱壓罐外固化預浸料通常被認為具有“可控流動性”。為保證其熱壓罐外成型成功，應仔細設計其黏度范圍，包括調整黏度/ 溫度曲線與控制凝膠點。在部分浸漬預浸料中，通常室溫下黏度高于50000 Pa•s 時，可以采用真空預壓實鋪層而不至于堵住排氣通道。在固化溫度下要求樹脂具有足夠的流動性以充分浸潤纖維束，為避免樹脂凝膠前流膠導致層合板貧膠，其小黏度不應低于2Pa•s，另外工藝窗口時間也非常重要。圖1 為ACG（Advanced Composites Group）公司開發的熱壓罐外固化預浸料樹脂體系的黏度- 溫度曲線，其中LTM45 為適用于液態成型工藝的低溫固化樹脂，MTM44-1、MTM45-1 和XMTM47 適用于預浸料的中溫固化樹脂。
5 樹脂反應活性
預浸料的外置時間（Out-time）是制造大型整體結構件必須要關注的性能。由于大型復雜結構通常需要較長的鋪層操作時間，超過預浸料的外置時間后會引起固化后的復合材料中孔隙含量增加[7]。平衡樹脂反應活性與外置時間是一項挑戰，既要延長外置時間滿足大型復雜結構的鋪層時間要求（理想值為30天左右），又要具備理想的固化速度以提高固化效率，這可以通過調整樹脂的潛伏性來控制。
除了滿足上述工藝性要求外，熱壓罐外固化預浸料樹脂體系還需滿足復合材料的性能需求，如航空復合材料結構尤為關注的沖擊后壓縮性能、干/ 濕狀態下的開孔壓縮性能和濕熱環境下的玻璃化轉變溫度等。
目前，已經商業化的航空用熱壓罐外固化預浸料樹脂體系主要為環氧樹脂體系（表1）。
復合材料成型工藝控制及其力學性能
1 復合材料成型工藝
復合材料的力學性能隨孔隙率的增加而降低。因此，航空結構用復合材料采用熱壓罐固化的主要作用是限制層合板內的孔隙量。通常，采用預浸料制備復合材料中孔隙形成的原因包括以下5 點[7]：
（1）鋪層過程中造成的氣穴和皺褶；
（2）溶解在樹脂里的氣體在加熱時逸出；
（3）固化過程中架橋和內部纖維終止區域限制了樹脂流動；
（4）顆粒團聚造成架橋；
（5） 纖維毛團、絲束彎曲以及纖維斷裂造成氣泡殘留。
對于熱壓罐外固化預浸料，降低孔隙的主要途徑是減少樹脂里的揮發份和預浸料中裹入的空氣，控制好樹脂凝膠前空氣或揮發份的排除通道。相對于熱壓罐成型工藝，熱壓罐外固化預浸料成型過程中只能施加一個大氣壓以減小孔隙率，因此其工藝控制更微妙，可能采用的方法如下：
（1）鋪層過程中多次抽真空預壓實，通常每鋪2~3 層預壓實一次，預壓實時間為3~5min，過度預壓實會造成氣體排出通道閉合[8-9]；
（2）精確控制預浸料的樹脂含量，采用“零吸膠”預浸料鋪層，因為任何樹脂流出都可能導致孔隙和干纖維，尤其是對于某些低粘度樹脂體系；
（3）維持鋪層邊緣的排氣通道并避免樹脂從層合板邊緣流出，因為預浸料面內（沿著纖維束方向）透氣性遠大于厚度方向[8]。與傳統的熱壓罐成型封裝不同的是熱壓罐外固化真空袋封裝中在擋塊處鋪放一層玻璃纖維織物以利于邊緣透氣，又叫工程真空通道（EVaC@channels）[3，10]，如圖2和3所示。
另外，由于熱壓罐里氣體流動較快并且壓力較高使得熱壓罐內熱傳遞較均勻，而烘箱里氣體流動慢、壓力小，溫度分布不均勻。因此，需要在固化周期中低于固化溫度時保溫一段時間以使模具、零件和空氣溫度三者之間達到熱平衡。由于熱壓罐和烘箱的熱傳遞效率不同，熱壓罐外固化制件更傾向于低升溫速率加熱，通常采用的升溫速率為0.6~2℃ /min。
2 熱壓罐外固化復合材料力學性能
目前，國外已經商品化的熱壓罐外固化預浸料制備復合材料的孔隙率已滿足航空結構用先進復合材料的孔隙率要求，其各項力學性能也與熱壓罐固化復合材料的性能相當[1，11]（表2）。另外，對于航空結構用先進復合材料，其沖擊后壓縮強度（CAI值）反映了材料抵抗沖擊損傷的能力，濕態下的玻璃化轉變溫度可以確定復合材料的使用溫度，因此，作為航空結構用復合材料，這兩項性能尤為被人們關注。圖4為不同熱壓罐外固化預浸料體系與熱壓罐固化復合材料體系的沖擊后壓縮強度和濕態玻璃化轉變溫度對比，可以發現熱壓罐外固化預浸料體系的這兩項性能指標已與目前航空領域大量使用的典型熱壓罐固化復合材料體系相當。
應用現狀
經過20年的發展，熱壓罐外固化預浸料體系的工藝性能和復合材料力學性能都已滿足航空結構用先進復合材料的要求，并于近幾年已經開始應用于飛機結構上。值得注意的是，不同機型的大量飛機結構驗證件的研究工作也正在開展中，這將為未來幾年熱壓罐外固化預浸料體系的廣泛應用奠定基礎。
先進復合材料運輸機（ACCA）Dornier 328全復合材料機身19.8m的上下蒙皮采用ACG 公司的熱壓罐外固化預浸料體系MTM45-1 由Lockheed Martin 公司制造（圖5），于2009年6月成功飛。
在英國政府EFFICOMP項目和Airbus公司的整體機翼項目（Integrated Wing Programme）支持下，GE采用ACG公司的MTM44-1制造了復合材料機翼前緣；并分別采用ACG公司的MTM44-1 和Hexcel公司的HexPly M56制造了A320的翼身接合處整流帶（圖6）。另外，Airbus公司還委托GE公司為A350WB制造機翼次承力結構件，包括擾流板、外翼和固定后緣、機翼前/ 后緣和副翼以及機翼壁板等。
從2010年底到2011年初，Boeing公司針對熱壓罐外固化預浸料制備主承力結構件開展了研究，采用CYCOM 5320-1預浸料制備了21m長機翼上蒙皮結構，包括：矩形加強筋蒙皮、帽型加強筋蒙皮和蜂窩夾芯結構蒙皮，如圖7所示。
Aurora Flight Sciences公司采用熱壓罐外固化預浸料為波音新一代無人機“幻影眼”（Phantom Eye）制造的11.6m長的翼梁驗證件，如圖8所示，該機型已于2011年11月試飛。Scaled 復合材料公司的SpaceShipOne，WhiteKnightOne 和Global Flyer， Boeing公司的無人機X45A，Lockheed Martin 公司的Darkstar 以及 McDonnell Douglas公司的Bird of Prey 上都在采用熱壓罐外固化預浸料體系制造相關結構的驗證件。HITCO復合材料公司制備了3.65m×4.57m 帽型筋加強蒙皮主承力結構驗證件。采用熱壓罐外固化預浸料制備的其他零件如圖9所示。作為ALCAS 項目的一部分，GKN 航空采用自動鋪放技術對熱壓罐外固化預浸料體系MTM44-1 進行鋪層，制造了A400M 運輸機上10.5m長全尺寸復合材料機翼翼梁驗證件。Boeing 和HITCO 公司正在開展的熱壓罐外固化預浸料的自動鋪帶技術研究如圖10所示[12]。另外，熱壓罐外固化預浸料體系還用在了油箱蓋、次承力結構（貨倉斜臺）和主承力結構（框、縱梁極其共固化組件）上。
發展趨勢
目前，適合航空結構件的熱壓罐外固化預浸料用樹脂體系只限于中溫使用的環氧樹脂體系。ACG公司正在開發高溫使用環氧樹脂體系和雙馬樹脂體系EF5710，且已具備OoA體系的理想黏度和反應活性?？梢灶A見的是，今后10 年對于熱壓罐外預浸料將會是一個激動人心的時期，環氧、雙馬和苯并惡嗪等耐高溫樹脂體系都將得到開發。另外，作為復合材料低成本技術的一部分，熱壓罐外固化預浸料的自動鋪放技術將在未來得到大力發展。
相對于傳統的熱壓罐預浸料體系，熱壓罐外固化預浸料具有較大的成本優勢；而相對于復合材料低成本制造技術—液態成型工藝，采用熱壓罐外固化預浸料制造復合材料的可靠性和質量穩定性更高。因此，隨著熱壓罐外固化預浸料用樹脂體系和預浸料制備技術的進一步成熟，熱壓罐外固化預浸料必將在航空領域得到更大規模應用。
熱壓罐外固化預浸料（Out-of-Autoclave Prepreg），也叫非熱壓罐固化預浸料（Non-Autoclave Prepreg或V a c u u m - B a g - O n l y - C u r a b l e Prepregs），早于20 世紀90 年代提出，此后歐洲和美國投入了大量精力用于研究熱壓罐外固化預浸料復合材料技術，一些支持項目如：歐洲的CASCADE（Civil Aircraft StructuralComposites Application, Development and Exploitation）、EFFICOMP（LowTemperature Cure Cost Effective C o m p o s i t e M a t e r i a l s f o r A i r c r a f t Structure using Out of Autoclave Processing）、ALCAS（Advanced Low Cost Aircraft Structure）、NGCW（Next Generation Composite Wing）和美國的LCS（Lightweight Composite Structures）[3-4]。
相對于傳統的熱壓罐固化預浸料體系，熱壓罐外固化預浸料體系在烘箱內即可加熱固化，大大節省了設備費用；而且采用烘箱固化時，固化工藝制度簡單，只需要控制溫度和真空度水平（一般熱壓罐外固化預浸料固化過程中都采用滿真空）；烘箱的形狀和尺寸更容易按零件大小要求定制，適合大型零件整體化成型。因此，低成本的熱壓罐外固化預浸料復合材料技術在近10 年得到了快速發展。
熱壓罐外固化預浸料的特點
航空結構用復合材料采用熱壓罐固化的主要作用是限制層合板內的孔隙量，對于主承力結構件，孔隙含量應低于1%；對于次承力結構件，孔隙含量應低于2%。熱壓罐的高壓作用可以使鋪層內的殘余空氣和其他揮發性成分塌陷或溶解在樹脂中，從而降低孔隙含量[5]。對于熱壓罐外固化預浸料，固化過程中只能采用真空袋施加一個大氣壓。若傳統的熱壓罐固化預浸料體系在熱壓罐外（如烘箱）固化時，固化后層合板內孔隙含量可高達5%~10%[6]。因此，開發熱壓罐外固化預浸料體系面臨的要挑戰就是如何在一個大氣壓的工藝壓力下，降低復合材料的孔隙含量，以滿足主承力結構件性能要求。
為降低熱壓罐外固化預浸料復合材料中的孔隙率，必須優化預浸料形式和黏性、樹脂體系的揮發份含量、黏度和反應活性等，這也是熱壓罐外固化預浸料體系與傳統熱壓罐固化預浸料的區別所在[4]。
1 預浸料形式
單向預浸料存在2 種形式：
（1）盡可能浸漬纖維使預浸料中干纖維的量少；
（2）控制預浸料中的浸漬程度，既能提供足夠的排氣通道，又不至于使干纖維過多。前者更適合采用自動鋪絲和自動鋪帶技術，后者更適用于手工鋪層。對于織物形式的預浸料，無論是采用雙膜還是單膜制備，部分浸漬更有利。采用雙膜制造的預浸料產品，可有意使樹脂分布不平衡，以控制排氣通道和黏性水平。
2 預浸料黏性
不同的鋪層方法對預浸料黏性程度要求不同。通常，對于自動鋪絲和自動鋪帶，較低的黏性有助于自動化去除防粘紙和聚酯膜，并避免在壓實頭處裹入空氣；對于手工鋪層，適當的黏性則有助于復雜幾何面處的鋪層，防止纖維滑移。
3 樹脂中揮發份含量
對于袋壓成型用樹脂，應保證空氣和揮發份含量盡可能低。因此，溶劑溶解混合技術在所有的熱壓罐外固化材料體系（包括膠黏劑和表面膜）中都不可用。
4 樹脂黏度
熱壓罐外固化預浸料通常被認為具有“可控流動性”。為保證其熱壓罐外成型成功，應仔細設計其黏度范圍，包括調整黏度/ 溫度曲線與控制凝膠點。在部分浸漬預浸料中，通常室溫下黏度高于50000 Pa•s 時，可以采用真空預壓實鋪層而不至于堵住排氣通道。在固化溫度下要求樹脂具有足夠的流動性以充分浸潤纖維束，為避免樹脂凝膠前流膠導致層合板貧膠，其小黏度不應低于2Pa•s，另外工藝窗口時間也非常重要。圖1 為ACG（Advanced Composites Group）公司開發的熱壓罐外固化預浸料樹脂體系的黏度- 溫度曲線，其中LTM45 為適用于液態成型工藝的低溫固化樹脂，MTM44-1、MTM45-1 和XMTM47 適用于預浸料的中溫固化樹脂。
5 樹脂反應活性
預浸料的外置時間（Out-time）是制造大型整體結構件必須要關注的性能。由于大型復雜結構通常需要較長的鋪層操作時間，超過預浸料的外置時間后會引起固化后的復合材料中孔隙含量增加[7]。平衡樹脂反應活性與外置時間是一項挑戰，既要延長外置時間滿足大型復雜結構的鋪層時間要求（理想值為30天左右），又要具備理想的固化速度以提高固化效率，這可以通過調整樹脂的潛伏性來控制。
除了滿足上述工藝性要求外，熱壓罐外固化預浸料樹脂體系還需滿足復合材料的性能需求，如航空復合材料結構尤為關注的沖擊后壓縮性能、干/ 濕狀態下的開孔壓縮性能和濕熱環境下的玻璃化轉變溫度等。
目前，已經商業化的航空用熱壓罐外固化預浸料樹脂體系主要為環氧樹脂體系（表1）。
復合材料成型工藝控制及其力學性能
1 復合材料成型工藝
復合材料的力學性能隨孔隙率的增加而降低。因此，航空結構用復合材料采用熱壓罐固化的主要作用是限制層合板內的孔隙量。通常，采用預浸料制備復合材料中孔隙形成的原因包括以下5 點[7]：
（1）鋪層過程中造成的氣穴和皺褶；
（2）溶解在樹脂里的氣體在加熱時逸出；
（3）固化過程中架橋和內部纖維終止區域限制了樹脂流動；
（4）顆粒團聚造成架橋；
（5） 纖維毛團、絲束彎曲以及纖維斷裂造成氣泡殘留。
對于熱壓罐外固化預浸料，降低孔隙的主要途徑是減少樹脂里的揮發份和預浸料中裹入的空氣，控制好樹脂凝膠前空氣或揮發份的排除通道。相對于熱壓罐成型工藝，熱壓罐外固化預浸料成型過程中只能施加一個大氣壓以減小孔隙率，因此其工藝控制更微妙，可能采用的方法如下：
（1）鋪層過程中多次抽真空預壓實，通常每鋪2~3 層預壓實一次，預壓實時間為3~5min，過度預壓實會造成氣體排出通道閉合[8-9]；
（2）精確控制預浸料的樹脂含量，采用“零吸膠”預浸料鋪層，因為任何樹脂流出都可能導致孔隙和干纖維，尤其是對于某些低粘度樹脂體系；
（3）維持鋪層邊緣的排氣通道并避免樹脂從層合板邊緣流出，因為預浸料面內（沿著纖維束方向）透氣性遠大于厚度方向[8]。與傳統的熱壓罐成型封裝不同的是熱壓罐外固化真空袋封裝中在擋塊處鋪放一層玻璃纖維織物以利于邊緣透氣，又叫工程真空通道（EVaC@channels）[3，10]，如圖2和3所示。
另外，由于熱壓罐里氣體流動較快并且壓力較高使得熱壓罐內熱傳遞較均勻，而烘箱里氣體流動慢、壓力小，溫度分布不均勻。因此，需要在固化周期中低于固化溫度時保溫一段時間以使模具、零件和空氣溫度三者之間達到熱平衡。由于熱壓罐和烘箱的熱傳遞效率不同，熱壓罐外固化制件更傾向于低升溫速率加熱，通常采用的升溫速率為0.6~2℃ /min。
2 熱壓罐外固化復合材料力學性能
目前，國外已經商品化的熱壓罐外固化預浸料制備復合材料的孔隙率已滿足航空結構用先進復合材料的孔隙率要求，其各項力學性能也與熱壓罐固化復合材料的性能相當[1，11]（表2）。另外，對于航空結構用先進復合材料，其沖擊后壓縮強度（CAI值）反映了材料抵抗沖擊損傷的能力，濕態下的玻璃化轉變溫度可以確定復合材料的使用溫度，因此，作為航空結構用復合材料，這兩項性能尤為被人們關注。圖4為不同熱壓罐外固化預浸料體系與熱壓罐固化復合材料體系的沖擊后壓縮強度和濕態玻璃化轉變溫度對比，可以發現熱壓罐外固化預浸料體系的這兩項性能指標已與目前航空領域大量使用的典型熱壓罐固化復合材料體系相當。
應用現狀
經過20年的發展，熱壓罐外固化預浸料體系的工藝性能和復合材料力學性能都已滿足航空結構用先進復合材料的要求，并于近幾年已經開始應用于飛機結構上。值得注意的是，不同機型的大量飛機結構驗證件的研究工作也正在開展中，這將為未來幾年熱壓罐外固化預浸料體系的廣泛應用奠定基礎。
先進復合材料運輸機（ACCA）Dornier 328全復合材料機身19.8m的上下蒙皮采用ACG 公司的熱壓罐外固化預浸料體系MTM45-1 由Lockheed Martin 公司制造（圖5），于2009年6月成功飛。
在英國政府EFFICOMP項目和Airbus公司的整體機翼項目（Integrated Wing Programme）支持下，GE采用ACG公司的MTM44-1制造了復合材料機翼前緣；并分別采用ACG公司的MTM44-1 和Hexcel公司的HexPly M56制造了A320的翼身接合處整流帶（圖6）。另外，Airbus公司還委托GE公司為A350WB制造機翼次承力結構件，包括擾流板、外翼和固定后緣、機翼前/ 后緣和副翼以及機翼壁板等。
從2010年底到2011年初，Boeing公司針對熱壓罐外固化預浸料制備主承力結構件開展了研究，采用CYCOM 5320-1預浸料制備了21m長機翼上蒙皮結構，包括：矩形加強筋蒙皮、帽型加強筋蒙皮和蜂窩夾芯結構蒙皮，如圖7所示。
Aurora Flight Sciences公司采用熱壓罐外固化預浸料為波音新一代無人機“幻影眼”（Phantom Eye）制造的11.6m長的翼梁驗證件，如圖8所示，該機型已于2011年11月試飛。Scaled 復合材料公司的SpaceShipOne，WhiteKnightOne 和Global Flyer， Boeing公司的無人機X45A，Lockheed Martin 公司的Darkstar 以及 McDonnell Douglas公司的Bird of Prey 上都在采用熱壓罐外固化預浸料體系制造相關結構的驗證件。HITCO復合材料公司制備了3.65m×4.57m 帽型筋加強蒙皮主承力結構驗證件。采用熱壓罐外固化預浸料制備的其他零件如圖9所示。作為ALCAS 項目的一部分，GKN 航空采用自動鋪放技術對熱壓罐外固化預浸料體系MTM44-1 進行鋪層，制造了A400M 運輸機上10.5m長全尺寸復合材料機翼翼梁驗證件。Boeing 和HITCO 公司正在開展的熱壓罐外固化預浸料的自動鋪帶技術研究如圖10所示[12]。另外，熱壓罐外固化預浸料體系還用在了油箱蓋、次承力結構（貨倉斜臺）和主承力結構（框、縱梁極其共固化組件）上。
發展趨勢
目前，適合航空結構件的熱壓罐外固化預浸料用樹脂體系只限于中溫使用的環氧樹脂體系。ACG公司正在開發高溫使用環氧樹脂體系和雙馬樹脂體系EF5710，且已具備OoA體系的理想黏度和反應活性?？梢灶A見的是，今后10 年對于熱壓罐外預浸料將會是一個激動人心的時期，環氧、雙馬和苯并惡嗪等耐高溫樹脂體系都將得到開發。另外，作為復合材料低成本技術的一部分，熱壓罐外固化預浸料的自動鋪放技術將在未來得到大力發展。
相對于傳統的熱壓罐預浸料體系，熱壓罐外固化預浸料具有較大的成本優勢；而相對于復合材料低成本制造技術—液態成型工藝，采用熱壓罐外固化預浸料制造復合材料的可靠性和質量穩定性更高。因此，隨著熱壓罐外固化預浸料用樹脂體系和預浸料制備技術的進一步成熟，熱壓罐外固化預浸料必將在航空領域得到更大規模應用。
