近年来，先进复合材料在现代飞机上的用量不断扩大，已经成为铝、钢、钛之外的第4大航空结构材料。复合材料在A380中用量达总重量的25%，在B787中更是达到了50%，在A350XWB结构上的用量达到了52%。其中应用最多的仍然是玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维、硼纤维等高性能纤维增强的树脂基复合材料，简称先进复合材料。其突出特点是构件在成型过程中，需要加热、加压和抽真空等工艺条件，材料成型和构件成型同时完成，其形位精度主要依靠相应的模具和工装来保证。市场对先进复合材料产品质量、性能、成本、周期等要求的不断提高，促进了先进复合材料工艺技术及其模具和工装技术不断创新发展。
模具和工装的设计技术
在CAD技术发展的推动下，复合材料成型模具和工装广泛采用数字化设计技术，许多常用的结构采用模块化和参数化设计，以提高设计效率。
复合材料模具与常规钣金成型模具的不同之处在于：对累积公差的要求更加严格；模具与零件贴合面尺寸的差异取决于模具的类型及其热膨胀特性；复合材料零件的最后尺寸是基体最高固化温度下的尺寸[1]。
在进行模具设计时，重点要考虑热匹配问题，钢和铝的热膨胀系数比大多数碳/石墨复合材料约大出一个数量级，当从固化峰值温度向下冷却时，金属模具的收缩会在构件中引起严重的残余应变或固有应变。在进行模具设计时，如果不能通过尺寸修正，则需要使用热膨胀系数较低的复合材料模具。一般采取一定的热膨胀补偿方法，按经验公式及试验验证，以制件质心为中心，把整个制件按式（1）缩小。按照缩小后的制件作为工程设计输入[2]。
F=1/ [（T-P）×△T +1]，（1）式中，F 为热膨胀纠正系数；T 为模具的热膨胀系数；P 为复合材料制件的热膨胀系数；△T 为固化温度和室温的差值。
对于简单的角度回弹问题，在模具设计时，预先把回弹角考虑进去，即制件夹角加上回弹角等于模具的角度，使制件脱模回弹后符合工艺数模要求。
对于复杂的制件，采用CAE技术模拟分析模具和工装的结构刚度、热膨胀、温度场分布等效果，为模具温度补偿和回弹修正设计提供依据。
模具和工装结构形式
复合材料成型工艺方法较多，相的模具结构形式多种多样，先进复合材料成型模具结构形式主要分为如下几类：
（1）框架式模具。
为了增强模模具局部和整体刚度，提高模具型面加热效率，减少模具变形，采用隔栅结构，设计制造模具骨架。图1为框架式模具实物照片。
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（2）整体式模具。
对较小尺寸的复材制件，或采用石墨等材料制造模具时，可采用整体式模具，便于机械加工。
（3）组合式模具。
组合模具（图2）通常采用金属制造，主要用于压机成型、模压成型、树脂传递模塑成型和注射模成型。组合模通常由上下2个半模构成，其加热方式可以通过模具的上下压盘传导加热，也可以通过附近的热源给模具加热，或内置的模具加热系统加热。
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液态成型技术包括了树脂转移模塑（RTM），及由RTM发展出来的真空辅助成型（VARTM），树脂模溶渗成型（RFI）等。RIM模具结构通常分为3部分，1部分为型体，其余2部分为2个端盖，对形状复杂的或尺寸大的制品可将型体部分再分割组合，分型面分别做出凸舌与凹沟，并在2个端盖处设计注射口及排气口，同时考虑树脂分流道。
（4）自容式模具系统。
自容式模具（图3）系统，加热和加压是模具的一部分，热源可以是电、热油或蒸汽，能够解决一些热压罐的不足之处，可以用来生产大于现有设备的零部件，且具有成本低、升压速度快、温度控制精确的优点。
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（5）弹性体模具。
弹性体模具系统，用于整体加强壁板的共固化制造中，可成型如方向舵、水平安定面、扰流板、副翼以及小型翼盒等盒形结构。弹性体模具系统的一个变种是膨胀芯模或气囊芯模。用外面的充气源给它们充气使其膨胀，并将压力传递到层合板的表面。
（6）易变形模具。
易变形模具是指这种模具在某一种物理状态下保持一定模具形状，在另一种物理状态下变成另外的模具形状。比较有代表性的易变形模具是形状记忆高分子模具，这种模具通常由记忆成型构件原始形状的固定相和随温度变化能发生可逆软化与硬化变化的可逆相组成。固定相的作用是记忆与回复成型构件原始形状，而可逆相的作用则是发生与固定形变。
（7）连续成型模具。
主要有拉挤成型模具和挤压成型模具。
拉挤加工过程是将浸有树脂的纤维连续通过一定型面的加热口模，挤出多余的树脂，在牵引条件下进行固化。
连续挤压是一种多工步过程，其成型模具为组合式，多运动部件组成。首先多层热塑性带在模具中加热并压成层合板，而后将层合板压入成型模具并加热压成所需截面的型材，最后将型材通过连续压模压成所需的弯曲形状，这种方法可以成型弯曲甚至扭转和变截面的型材零件，是一种新型的成型工艺。图4为其成型模具和设备。
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