7．5 复合材料结构设计
一、复合材料结构设计一般原则
本节主要介绍层压结构和由层压面板构成的夹层结构的设计原则．复合材料结构设计的一般原则从总的方面说与金属结构相似，但其具体内容则有所同，有所不同。相同之处，如传力路线最短等受力构件布置的一些基本原则，又如细节设计中要避免受载偏心，尽量避免开口，开口时注意其形状等一些内容，但由于复合材料与金属材料性质、性能上的不同，在设计原则
的具体内容上必然有很多不同之处。以下我们主要就不同的方面作简要介绍。
1．提高结构效率
针对复合材料的特点，除上述与金属相同的原则外，还应从以下几方面着手：
(1)铺层设计中要扬长避短，充分利用复合材料沿纤维方向的优良性能，避免使用其弱的横向性能和剪切性能。
(2)与单纯的层合板不同，对于层压结构耍注意选择合理的结构形式和层板构形，对某些敏感区的局部铺层设计：如在连接区、局部冲击区、集中力作用点、开口附近等处的铺层一般应进行局部调整，在结构尺寸和结构外形突变区注意铺层过渡问题。要注意复合材料层压性带来的某些区域易产生分层，从而可能引发的结构承载能力下降或失效的问题，尽可能采取相应措施(详见本节的三)。
(3)提高结构整体性。复合材料比金属更易制造出形状复杂的构件，并具有可采用共固化工艺制造大型整体件的优点。设计中在不增加工装复杂程度的情况下应尽量减少零件数量，设计成整体件，如大块机翼整体壁板。这样可不用紧固件或减少紧固件的数量，减轻结构重量，提高结构效率，并可减少钻孔、装配的工作量和由孔引起的应力集中以及制造成本。
2．要保证结构中各元件之间的载荷传递
复合材料构件与金属构件不同，除具有一定的形状外，还可以具有不同的层板构形。要使各构件之间(如蒙皮和桁条、冀肋、翼粱之间)和各构件的各个部分之间(如梁的绿条和腹板之间)的承载路径尽量连续。连接的形式与方法应与需传递的载荷性质(拉压、剪切)和方向相适应，尽量避免偏心和切口效应。同一构件须拼接时，其纤维取向也应连续。
3．结构要求良好的工艺性
设计必须保证能制作出保证质量和低成本的结构，尽量避免成形和装配时可能出现的各种缺陷。包括以下各点：
(1)避免铺层设计不合理带来的工艺性问题。如铺层、装配不对称或同一铺向角的铺层数集中过多使构件在固化过程中引起弯—拉—扭耦合而产生翘曲变形、树脂裂纹，
甚至分层。合理地确定构件的某些结构要素．如果构件拐角处的圆角半径过小可能出现纤维断裂；其他还可能出现富脂或纤维架桥等缺陷(图7．14)。
(2)由于树脂基体较脆，所以复合材料结构不能用锤铆的方法装配，不允许敲打和锉修，设计时要考虑工艺补偿措施。例如可在碳纤复合材料构件外表面贴以玻璃布辅助铺层，通过对该辅助层的加工来控制公差要求。
(3)维修方法足应用新材料、新结构的关键之一。与金属结构一样应使结构具有开敞性和可达性。同时对复合材料所允许的缺陷／损伤的类型和水平，适用于复合材料的无损检测技术以及修理材料、修理方法等，都需要建立起相应的标准和规程。
(4)合理的连接设计
鉴于影响复合材料结构和连接强度的因素比金属结构要复杂得多，因此复合材料结构的连接设计与金属结构有不同的内容和特点，必须予以足够的重视。
(5)主结构、关键部位的设计要求。对于主结构及关键部位、细节应考虑损伤容限熊力，并按要求进行耐久性损伤容限设计、分析和验证。
(6)所设计结构要具有与环境的相容性．对腐蚀、雷电、静电等进行防护设计。以上(5)．(6)两点将在7．7节中较详细地介绍。以下我们将根据复合材料力学特性的理论，试验研究，以及设计实践和使用经验，对结构设计中的一些问题作进一步介绍。
二、飞机复合材料结构的结构型式
下面将结合复合材料在实际飞机结构上的应用实例介绍复合材料已有的结构型式。须要指出的是复合材料作为一种新兴材料，在飞机结构上的应用从70年代开始至今不过30年左右的历史，正处在不断发展的阶段。所以，复合材料在飞机主结构和次结构上采用的结构型式是与研制当时的设汁、材料、制造、检验、维修等各方面的水平密切相关的，是它们的综合体现。因此在理解、分析以下所举的各种结构型式时既要与它们所属的机种、用途、性能结合起来看；更要注意结合复合材料技术的发展情况和当时的水平来看(可参考表7．2和表7．3)。复合材料最早是用于飞机的次结构件上，如L—1011的副翼、舱门等，主要特点是等代设计．之后发展到尾
翼等主结构上。材料主要采用T300等中模量碳纤维和环氧类脆性树脂(如5208，3501-6)；预浸料／热压流成形零件；再由机械连接组装成结构，主要是为减轻重量。大多数情况下制造成本比铝合金结构高。80年代中期开始采用中模量高强度碳纤维(如·F800．IM6，IM7)和韧性树脂体系(6367，3900-2等)。共固化技术的发展已使有可能做出大尺寸整
体结构件。以上可以以直接新设计(而不是取代原金属结构)的波音—777平尾和A—330／A—340的结构件为代表。与此同时，复合材料结构的损伤容限设计和低成本问题日益显得重要。到目前为止，由于安全性和经济性考虑，民机上仍以在尾翼类主结构和其他多种次结构件上应用为主。在战斗机上，由于其高性能的需要，除上述结构外还广眨用于机翼主受力结构上，如v—22，JAS39，A—6等；有的还同时在机翼和机身的某段结构上应用，如AV—8B，EF2000，F—22等(见图7．2)。以下我们主要以主结构为例介绍它们的结构型式。
1．复合材料受力翼盒类结构的结构型式
这是复合材料在飞机上应用最多的一类结构，包括尾翼和各类活动面(如舵面、襟冀等)，还有机翼(目前仅战斗机上有应用)。其受力型式大多与金属结构中的单块式、多腹板式相似。
(1)由蒙皮／筋条(相当于长桁)和肋、梁共同构成的受力盒段。一般蒙皮较薄，多肋，筋条较强，在尾翼的安定面中双梁居多。其中蒙皮(或夹层蒙皮，如DC—10垂尾中的面板)主要受面内载荷，铺层情况由面内载荷决定(参见7．3节)，一般采用x／4层合板．弯矩引起的轴向载荷(机翼、尾翼的主要内力)由筋条、梁缘条和蒙皮组成的壁板承受，因此筋条与缘条以o’铺层为主。粱腹板可由所受剪力确定_4：45‘铺层数，再由泊松比或屈曲等其他要求确定90‘，o’铺层数。各元件之间早期用二次固化或机械连接，如图7．15所示的波音—737水平安定面翼盒即采用机械连接装配，但目前壁板大多采用共固化的整体结构(如A—300，A-310的垂尾)。
(2)多墙(多梁)式结构。在高速战斗机的金属薄翼面结构设计中因这类结构型式能提供上、下蒙皮间较大的形心间距和较大的弯曲、扭转刚度而得到广泛应用。对于高速战斗机的复合材料机翼也因同样的原因而采用这种结构型式。此时一般蒙皮较厚，有多个墙(或梁)，如图7．16所示的欧洲战斗机(EFA)有11根复合材料J形梁和前、后两根铝合金梁。复合材料多墙式结构还有一个明显优点，即可将其设计成一侧蒙皮与全高度的复合材料梁(或墙)共固化成整体件，如图7．16所示，再把上蒙皮用高锁紧螺栓将它们装配在一起。在AV一8B的机翼盒段中则采用了实心层合板蒙皮和由滚压成形的波纹形腹板与附加凸缘组成的正弦波粱，井设计成左右一体的整体式结构，从而消除了受载很大的对接接头
(图7．17)。
(3)全高度蜂窝夹层结构。对于某些薄翼型或楔形结构，采用全高度复合材料夹层结构是较合适的，因为它可以大大减少层合板上的连接孔和紧固件的数量。一些战斗机的全动平尾，如图5．67的F—14、F—15，除其蒙皮全部为硼／环氧复合材料外，其前、后缘均采用了全高度铝蜂窝或Nomex纸蜂窝芯。F—“全动平尾全部采用了碳／环氧蒙皮，但其内部结构在后期设计中用狡纹构件(图7．18(b))取代全高度铝蜂
窝作为夹芯层。特别对某些受载较小的结构件，当采用轻质纸蜂窝夹芯时，在具有很好的刚度特性的同时可使结构有更高的减重效益(图7．18(a))。
(4)对某些小型飞机的全复合材料机翼，在采用夹层蒙皮时可以采用只布置粱、肋的梁式结构，没有长桁(或筋条)。如图7．19所示的大展弦比远航程飞机“航行者”的复合材料机翼就是一个例子。在上述几种翼盒结构中，蒙皮、梁(或墙)、肋等复合材料结构元件可以用实心层压结构，也可采用各种夹层结构。其材料可用预浸料单向带，也可以用布，视具体结构而定。
2．复合材料机身的结构型式
由于机身的受力情况和形状均较复杂，因此复合材料在机身结构上削8少应用，但在某些战斗机的一些机身段也有采用(见表7．2)．已应用于机身的复合材料结构型式也与金属结构类似，大多为半硬壳式结构，且大多采用共固化技术制成整体件．如图7．20所示AV—8B前机身的侧壁、驾驶舱地板、框板等都是由层合板与加强条共固化模制成形的整体件。加强条和粱使用的是AS／350]—6，其他均采用T300／3501-6碳／环氧复合材料的单向带或布，所有的层合板均至少用4层T300／3501—6的布，以满足损伤容限和驾驶舱压力作用而考虑的结构完整性要求。由于采用了很多整体件，使原来金属结构的237个零件和6 440个紧固件减少到只有88个零件和2 450个紧固件，最后使结构重量减少了25.3%。图7．2l为EF2000的中机身复合材料结构，上、下两块壁板均采用复合材料整体件．其材料为T800／5245碳／双马复合材料。上壁板由带有4根长桁和22个反J字形周向加强筋的蒙皮共固化成形而成。长桁(厚度在5．57—9．5 mm之间)是在蒙皮(2．75～3．75mn]之间)的铺层之间插入定向层构成．蒙皮和周向筋条的凸缘部分增加周向铺层以提高承载能力。但内部支持的加强框等则因要承受高的集中载荷和提高生存力，仍采用铝合金。民机上尚没有将复合材料用于机身主结构上的，但有用作旅客舱地板梁和某些舱门。在有些直升机机身上．为提高抗坠毁能力，可用复合材料制成图7．22所示的梁，置于机身最下方用以吸收撞击能量，它们大多采用夹层结构粱。
3．硬壳式结构
这类结构可由层合板、夹层板或波纹板构成；也可由纤维缠绕而成，此时一般为简形件(1D小型飞机的机身)、整流罩等。由于波纹板结构的抗屈曲性能好，用于承受轴向压缩载荷或剪切载荷有可能减轻结构重量。我国自行研制的一种卫星结构主承力件即采用碳纤复合材料波纹承力筒结构，筒径920 nlm，有132个帽性波纹，用四块波纹结构件组合而成．总之，高减重效率、高性能和低成本一直是飞机复合材料结构技术追求的主要目标。结构型式的选择与发展均围绕着这一目标考虑。可以肯定，为了达到这个目标，今后将还会不断出现新的结构形式，新的更好的，低成本的制造技术也将会带来新的结构方案。
三、复合材料结构件的设计
1．结构件的大致设计过程
(1)梁、墙、肋、壁板等结构件设计时一般先选定结构件的结构形式，如层压构件或夹层结构等。然后选取若干个切面，按各切面的载荷(1D弯矩引起的轴力或受剪力)进行铺层设计，确定铺层角(铺向角)和各铺向角的铺层比例。由设计许用应变值求出各铺向角层组的层数。再校核各切面的强度，必要时作局部修改．对有集中力作用处作局部补强设计。
(2)确定层压构件具体的层板构形，如铺层的走向，各切面间的铺层过渡和剔除的位置和方式。
(3)根据连接和泊松比要求对铺层作局部润整。
(4)根据需要对壁板的受压失稳和蒙皮、腹板的剪切失稳问题进行检查。必要时对铺层作局部修改，并优化铺叠顺序(目的主要在提高弯曲刚度和避免分层)。
2．层压结构件的设计
(1)飞机复合材料构件，如蒙皮、长桁(筋条)、梁、整体壁板等层压结构件，与金属结构件类似，大多由板件和薄壁杆组成。因此，可以说层合板是层压结构件的一个基本组成部分。而铺层设计是层压结构件设计中最关键的工作之一。在7．3节中我们就铺向角和各定向层铺层比例的确定作了介绍，此处我们从使层压构件具有最佳的承载能力和刚度特性，以及尽量避免因铺层不合理引起的制造缺陷等方面考虑，
对层压构件的铺层设计原则综述如下。
1)除特殊需要外，结构应采用均衡对称铺层，以避免耦合效应(泊松耦合一般总有)。
2)铺层的纤维轴向应该与所受力的拉压方向一致，以便最大限度地利用纤维在轴向所具有的高的强度和刚度特性。
3)在设计铺叠顺序时，层合板的相邻层夹角应尽量为最小。尽可能使不同铺向角的铺层均匀铺叠，不宜过多集中在一起。根据经验，超过4层易出现分层。
4)由o‘，+45”，90’铺层组成的结构，其中任一铺向角的铺层百分比应大于或等于6H—lo％，以防基体直接受载。；)为了提高构件的抗屈曲性能，对于受轴压的构件，例如梁、筋条、肋的凸缘部位和需承受轴压的蒙皮，除布置较大比例的o’铺层外，也需布置一定数量的+45’层，井应将445‘层尽量铺设于表面，这样做还可以改善工艺性。对受剪切载荷的构件，如腹板等，主要布置2：45‘层，但也应布置少量的90”层，以提高剪切失稳临界载荷。
6)对承受集中力部位应进行局部加强(见图7．23)；当为集中冲击力时，还应配置一定数量与载荷方向成士45’的铺层，以便将集中载荷扩散。
7)对于可能遭受垂直于层合板平面的低能量冲击的构件，最外层铺设i 4扩层或加——层玻璃布可以提高抗冲击能力，对防剥离也有利。对于连接区的铺层将在下面介绍。
(2)层压构件的层板构形。正如前述层压构件合理的层板构形也十分重要，即确定铺层的走向，要否连续铺设，如何剔除或增加铺层等。例如图7．17所示的AV 8B机翼的梁，其上缘条中就有一层4 45’织物层从凸缘的左右分别转90翻下，成为腹板的一部分，再分别转90’又成为下缘条中的一层。这种连续铺设的层板构形显然有利于粱的缘条和腹板之间载荷的直接传递。又如图7．24所示的整体壁板，各加强筋条的上缘条均与蒙皮贴合在一起，筋条的腹板部分则由上缘条延续下来转为垂直走向，形成(a)，(b)，(c)中的T形加强筋；或再转90‘构成筋条的下凸缘((f)
中的J字形和(e)中的I形加强筋)。rd)，(e)则为帽形。其中(a)，(b)，(c)三种均容易与框、肋连接，而(d)，(e)均很难连接。但(a)图所示壁板的筋条下端易分层；而(b)，(c)图所示壁板的筋条因铺层连续铺设，把下端包起来了，故不易分层，且因加了一束单向纤维增强，其弯曲性能有所改善。其中(c)因筋条腹板的一侧为平面，有可能工装可简单些。I字形和帽形则不同程度地增加了构件的扭转稳定性和提高了屈曲强度，尤其是帽形，从而可允许壁板设计时增加两个筋条之间的蒙皮宽度，对减少零件数量有利。由上可见，层板构形的合理与否，不仅会对构件的结构性能好坏有关，与结构的制造、装配工艺性也有联系，应予以重视。
(3)层压整体结构件——一种合理的复合材料结构的结构件形式。所谓整体式结构就是若于个复合材料零构件它们本身的固化与相互间的连接过程同时完成，其中最常用的是各类翼面结构和机身结构的整体加筋壁板(如图7．24)。整体加筋板由于取消了多个零件组装件、紧固件或胶接连接件，故有可能大大减轻结构重量、降低复合材料构件的成本。如图7．25所示的“空中客车”A—310—300和A—300—600的复合材料垂尾安定面的整体壁板，蒙皮上带有整体长桁(即加筋条)和冀肋的缘条，构成格栅结构．该壁板底部宽?。8m、高7．3 m，其零件数由铝合金盒形结构的2 076个减为复合材料结构的95个，重量比金属结构减轻22％。图7．20所示的AV—8B 前机身也由于采用了整体式结构，使原来需要237个零件和6 440个紧固件的金属结构成为只需88个零件和2 450个紧固件的复合材料结构，结构重量也减轻了25．2片。由于整体加筋，无敏感界面，可减缓腐蚀；同时由于提供了连续的传力路线，取消了连接件，还能提高结构的效率。考虑到复合材料具有易成形井能共固化的成形优点，因此复合材料整体结构确是一种合理的，并很有发展前途的复合材料构件的结构形式。整体结构件的缺点是尚难以制造过于复杂的构件；工装成本和修理成本高；且对有些部位，如难以接近的整体加筋壁板中筋条腹板部位较难以植测。
3．夹层蛄构
复合材料夹层壁板结构是另一种复合材料的摹本结构件形式。夹层结构由面板和芯子组成。面板多为薄的层合板，视其所受面内载荷主要是拉、压轴向载荷或是剪切载荷进行铺层设计。芯子主要为各种材料的蜂窝夹芯，目前，Nomex纸质蜂窝是常用的轻质蜂窝。设计时对一侧面板可采用不对称铺层，但对整个夹层板，铺层应该对称。在薄翼面结构上有采用全高度蜂窝夹层结构(见图7．19)，但大多数结构是采用夹层壁板，此时面板承受面内载荷(轴向拉压和面内剪切载荷)，而芯材承受垂直于壁扳的剪切和压缩应力，由于有芯子的支撑，夹层结构有较高的抗弯刚度，防止面板屈曲。因此，通常夹层壁板结构能减少按强度、稳定性和刚度设计的结构的重量。
现代飞机的每个部位包括蒙皮、肋、梁、各类操纵面、前缘、舱门和地板装置等，都有建议采用或已使用了夹层结构(包括金屑和复合材料夹层结构)。A-330，A—340的方向舵和DC—10的垂尾都采用了复合材料夹层结构。图7．26为波音—767的方向舵，其蒙皮壁板、梁和翼肋均使用了蜂窝夹层结构。波音-360技术验证直升机的机身因采用复合材料夹层结构，壁板和框距加宽(框距宽达1．8 m)，与等效的金属半硬壳式机身相比，零件数减少86％，紧固件数量减少93％，加工与装配复合材料夹层结构的生产工时只有过去的一半，成本大幅度下降。但目前在机冀整体油箱部位对夹层壁板结构尚很慎用，因如果没有很好的措施，燃油有可能会渗入夹层芯材中。当选用低密度夹芯时还要考虑它往往对低速冲击、面板损伤以及吸湿等恶劣环境敏感．此外夹层构件的现场检测(不把构件从飞机上拆下来)相当困难，检测成本高。其他还有一些结构形式，如缝纫(图7．27)和编织结构，将在下面予以介绍。
四、细节设计
与金属结构一样，细节设计能直接影响结构的耐久性和损伤容限，但复合材料结构有自己的特点．由于它大多是层压而成，因此由于刚度突变、应力集中、传力不连续，偏心、连接区、有面外载荷或制造缺陷等因素影响容易出现分层和局部层间脱胶，以致降低结构的承载能力，尤其是承受压缩载荷和冲击载荷的能力。结构中容易出现分层的部位见图7．28，图7．30～图?，32，图7．14等。究其原因，除去制造缺陷之外，从设计看，主要有以下一些原因．
由于不同铺向角的相邻铺层之间的刚度特性和热膨胀特性差别过大，从而出现过大的层间应力；另外在自由边或因冲击出现的层间法向应力均易引起分层。为此应按本节“三”中提到的各原则进行铺层设计，对于构件的自由边和孔边还可以采用包边的方法防止分层；在连接孔处可加垫圈并采用定压力拧紧的办法．此外缝纫(图7．27)和三维编织可增加构件中的Z向纤维，对避免分层也是十分有效的。至于开口区和连接区的细节将在本节“五”、“六”中详述。此外在结构刚度变化较大的部位应精心设计，例如当构件厚度变化过剧或断层处理不当时也会引起分层。此时必须将铺层数按图7．29的要求递减或做成小台阶形。在表面铺设一层连续的铺层加以覆盖对于防剥离是很有效的。
应防止或减小应力集中，要防止构件上出现过小的弯曲半径(图7．14)。在角形长桁和壁板<或蒙皮)的胶拄处则应按图7。30谨慎选用连接方式．长桁的端头应斜削(图7．31)，以免刚度变化太大并导致在胶接面上需传谨过高的层间载荷．
蜂窝夹层结构是一种效率较高的复合材料结构形式，已经并将会得到广泛应用。它与其他构件连接时应用胶接连接较多。但有时易在胶接面处分层(如图7．31，图7．32所示)，所以端头处要斜削，另当蜂窝板受侧压力时，其边缘支持处其面板与蒙皮的胶接应考虑侧C压力的来向，建议采用图7．32的形式。
五、开口区设计
飞机结构上由于使用和维修的需要，开口通常是不可避免的。与金属结构类同，开口区所在结构可能处于受正应力状态，此时开口区附近须通过蒙皮受剪参与，完成正应力的集中和扩散；也可能处于受剪应力部位，如粱、肋腹板，或者处于两种应力均存在的复杂应力状态下，如壁板上的开口。复合材料开口区的设计与金属结构相比有以下设计特点。
1．开，对复令材料蛄构的影响与金属结构的比较
’， ^
(1)．开口不可避免会切断摹些纤维，影响纤维受载的连续性，因此应尽量开小口，开口的形状和位置应尽量少切断纤维(图7．33(b))；并采用应力集中系数小的形状(图7．33(c))。
(2)复合材料丛初始加载直到破坏无明显塑性阶段，一般在有纤维断裂前不易使应力重新分布，所以开口区的强度削弱比较严重。开口影响区也比金属结构相应的影响区大。以受剪结构为例，有资料介绍．复合材料的特征衰减长度^(即影响区)与各向同性材料的^，之比由理论分析可得：
以碳／环氧单向板为例，由于c‘比G。大得多，^／A，可达3．5—4。o。该^还与开口大小相对于结构基本尺寸的比值有关。以剪应力为主时圆形开孔为例(材料为T300／5ZZ2，土45‘层占60％以上)，当d／W＝O．2时λ≥2．5(W为板宽)；d／W ＝O．4时，A≥6．O；d／W＝4．8时，λ>>d．比值越大，影响区越大．由此可知复合材料开口区的补强范围较金属结构的范围要大．
3)复合材料构件有孔时的应力集中系数与层合板的铺向角有关．碳／环氧o‘层合板(即纤维方向与载荷一致时)的K约为7；而土45‘层合板的K则为2。因此开口区采用较多的土45‘铺层一般比较有利．如对受剪构件，i 45’层的比例可等于或大于60％，
(4)构件受正应力时，因复些料层合板的剪切强度低，故开口附近的参与区大．以一个近似的数例作定性说明．现取T300／4211的[02／土45／0／i45／0]s层合板，其强度值见表7．11所示。
<5)复合材料结构的开口边缘存在自由边效应，应采取合理的防分层措施。
六、复合材料结构的连接设计
相对金属结构而言，复合材料虽然具有提高结构整体性的优越条件，但由于设计、工艺和使用维护等方面的需要或限制，还是必须安排一定的设计和工艺分离面、维护口盖等，必须有相应的连接，所以连接设计在复合材料结构设计中是必不可少的关键环节之一。然而复合材料结构与金属结构的连接设计和强度分析具有不完全相同的内容和特点，影响复合材料连接强度的因素要复杂得多，对此要予以特别注意。复合材料连接可分为胶接，机械连接(包括螺栓连接和铆接)和混合连接三种类型。
从连接效率看，复合材料结构应尽量采用共固化或二次胶接，少用机械连接，以免钻孔切断纤维。但由于胶接强度分散性较大、剥离强度低等原因，因而目前对于要传递较高载荷或强调可靠性的部位，一般机械连接仍是最常用的连接方法；而胶接则较适用于传递较小载荷的部位．胶接连接和机械连接这两种连接方法的优缺点比较详见表7．12．
I．胶接连接设计
(1)选择合理的接头形式．不同胶接接头形式的连接强度与被胶接件的厚度有较大关系(图7．35)，接头形式的选择应尽量使作用载荷主要使胶层受剪应力，避免使其受到法向应力，以防止发生劈裂和剥离破坏。一般说单搭接接头用于薄层板；双搭接接头适用于薄至中等厚度层板：层板厚度相当大时，宜采用斜面搭接或阶梯形搭接．接头形式尽量避免受载偏心。
(2)尽可能减少应力集中，单搭接接头在板件边缘制斜面或倒角(图7．“(a))，单搭接接
头在连接处布置横向构件可改善接头的受力状态，降低剥离应力(图7．36(1))。
(3)待胶接表面的纤维方向最好与载荷方向一致(或成45‘角)；不能与载荷方向垂直，以
免过早发生胶接处层间剥离破坏．两个相贴合酌待胶接件表面泊松比应尽量匹配。
2．机械连接设计
大型飞机复合材料机身结构设计 李晓乐 （北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100083） 摘要：本文研究了复合材料在大型飞机机身上的应用。利用相关机身结构数据，进行了结构形式的分析和选 择。参照有关规定，针对所设计的飞机机身在气密载荷作用下的情况进行了强度分析，并用这些分析结果来指 导复合材料的结构设计。复合材料选择为层合结构。并依据层合复合材料的特性，进行了层合板的铺层角度设 计和铺层顺序设计。对所设计的大型飞机复合材料机身结构进行了刚度分析，给出了主要构件的应力、应变结 果，证明了这种层合复合材料设计是合理可行的，为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供了参考。 关键词：复合材料；大型飞机；机身结构；刚度 The Structural Design of Composites of Large Airplane Fuselage LI Xiaole (School of Aeronautical Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China) Abstract: This paper discusses the application of composite material in the large airplane fuselage. The concrete form of fuselage was analyzed and determined, which based on the data of some existing fuselage structure. Compared with some standard, the strength of the fuselage was analyzed under the pressure load. The result can conduct the structures design. The laminate of composites was chosen. The degree and the order of composite were also determined. The stiffness of the designed composite fuselage was computed, which also showed the result of strain and stress. Analysis manifested that the composites is designed appropriately, and the result can be consulted in the large-aircraft program. Keywords: Composites, Large Airplane, Fuselage Structure, Stiffness 机身是飞机的重要部件之一，它把机翼、尾翼、起落架等部件连接在一起，形成一架完整的飞机。对大型民用飞机来说，机身还能安置空勤组人员、旅客、装载燃油、设备和货物。现代飞机的机身是一种加强的壳体，这种壳体的设计通常称为“半硬壳式设计”。为了防止蒙皮在受压和受剪时失稳，就需要安装隔框、桁条等加强构件[1~2]。 随着时代的发展，复合材料在飞机设计中的用量越来越大，除了以前的非承力构件，现在主承力构件上也开始采用大量的复合材料设计。但到现在为止，虽然复合材料的用量有了相应的增加，可飞机机身仍然是有金属参加的[1]。 本文针对机身所承受的载荷，确定飞机机身的整体刚度、强度。然后以刚度、强度为基准，设计复合材料的结构形式，并对这种形式的机身进行初步的性能计算，旨在为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供一些参考。 1 机身结构设计 作者介绍:李晓乐(1985-), 男, 硕士研究生. ft4331789@https://www.doczj.com/doc/5716210281.html,
复合材料结构设计参考资料复合材料与工程 考试形式 笔试闭卷 考试时间和地点 时间：2015年6月25日14:00--15:40 地点：材料学院A107 题型与分数分布 一．名词解释 二．填空题 三．简答题 四．计算题
一、绪论 1.复合材料：由两种或两种以上具有不同的化学或物理性质的组分材料组成的一种与组分材料性质不同的新材料，且各组分材料之间具有明显的界面。 一相为连续相，称为基体；起连接增强体、传递载荷、分散载荷的作用。 一相为分散相，称为增强体（增强相）或功能体。是以独立的形态分布在整个连续相中的，两相之间存在着相界面。（分散相可以是增强纤维，也可以是颗粒状或弥散的填料） 主要起承受载荷的作用，赋予复合材料以一定的物理、化学功能。 2.复合材料分类： A按基体材料分：树脂基的复合材料、金属基复合材料、无机非金属复合材料 B按分散相形态分：连续纤维增强、纤维织物增强、片状材料增强、短纤维增强、颗粒增强C按增强体材料种类分类：玻璃纤维、碳纤维、有机纤维、金属纤维、陶瓷纤维。 D按用途分类：结构复合材料：利用复合材料的各种良好力学性能用于制造结构的材料。 功能复合材料：指具有除力学性能以外其他物理性能的复合材料 3.复合材料的结构层次： 三次结构：纤维缠绕压力容器，即平常所说的制品结构（a） 二次结构：从容器壁上切取的壳元即是由若干具有不同纤 维方向的单层材料按一定顺序叠合而成的层合 板（b） 一次结构：层合板的一个个铺层，是层合板的基本单元（c） 二、单层板的宏观力学分析 1.单层板的正轴刚度 正向:也就是说应力方向与坐标方向一致方向为正向，相反为负向。 正面：截面外法线方向与坐标轴方向一致的面，否则为负面。 σ1和σ2——表示正应力分量:拉伸为正，压缩为负，也就是使整 个单层板产生拉伸时的应力为正应力，而使单层板产生压缩时的应 力为负应力。 τ12——表示剪应力分量:其中正面正向为正；负面负向也为正。 A．力学实验 a.纵向单轴试验： 纵向泊松比v1是单层板由于纵向单轴应力σ1而引起的横向线应变ε2(1)与纵向线应变ε1(1)的比值。（ε2(1)表示的是这个应变是由纵向应力σ1引起的） b.横向单轴试验
新视点 NEW VIEWPOINT 64航空制造技术２００６年第３期 目前，复合材料在飞机上的应用已非常广泛，但在２０世纪９０年代初复合材料市场曾一度陷入低靡，究其原因是由于复合材料设计制造的复杂性造成了成本壁垒，人们开始认识到只有重视性能和成本的平衡，才能使复合材料展现辉煌。随着复合材料先进技术的成熟，使其性能最优和低成本成为可能，大大推动了复合材料在飞机上的广泛应用。本文在介绍国外复合材料在飞机上广泛应用的基础 上，对作为技术保障的数字化设计技术和先进制造技术进行了分析研究。从国外情况看，各种先进的飞机都与复合材料的应用密不可分，复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一。下面介绍复合材料在飞机上应用的发展趋势。 （１） 复合材料在飞机上的用量日益增多。 复合材料在飞机上 的应用评述 北京航空航天大学机械工程及自动化学院 张丽华 范玉青 复合材料用量通常用其所占飞机机体结构重量的百分比表示，纵观复合材料在民机上的发展情况发现，无论是波音公司还是空中客车公司，随着时间推移，复合材料的用量都呈增长趋势。最具代表意义的是空客公司的Ａ３８０客机和波音公司最新推出的７８７客机。在Ａ３８０上仅碳纤维复合材料的用量就达３２ｔ左右，占结构总重的１５％，再加上其他种类的复合材料，估计其总用量可达２５％左右。７８７ 上初步估计复合材料用量可达５０％，远远超过了Ａ３８０。另外，复合材料 在军机和直升机上的用量也有同样的 增长趋势。（２） 应用部位由次承力结构向主承力结构过渡。 飞机上最初采用复合材料的部位有舱门、整流罩、安定面等次承力结 构，目前已广泛应用于机翼、机身等部位，向主承力结构过渡。从１９８２年开始用复合材料制造飞行操纵面（如Ａ３１０－２００飞机的升降舵和方向舵），空客公司在主承力结构上使用复合材 料已有２０多年的经验。在Ａ３８０上采用的碳纤维复合材料大型构件主要有中央翼盒、翼肋、机身上蒙皮壁板、机身后段、机身尾段、地板梁、后承压框、垂尾等，大量的主承力结构都采用了复合材料。７８７复合材料的应用则更让世人瞩目，其机身和机翼部位采用碳纤维增强层合板结构代替铝合金；发动机短舱、水平尾翼和垂直尾翼、舵面、翼尖等部位采用碳纤维增强夹芯板结构；机身与机翼衔接处的整流蒙皮采用玻璃纤维增强复合材料。与Ａ３８０相比其用量更大，主承载部位的应用更加广泛，这将是世界上采用复合材料最多的大型商用喷气客机。 （３） 复合材料在复杂曲面构件上的应用越来越多。 飞机上复杂曲面零件很多，复合材料的应用也越来越多，比如Ａ３８０机身１９段、１９．１段和球面后压力隔框等均为采用复合材料的具有复杂曲 复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一；复合材料构件的整体成型、共固化技术不断进展，复杂曲面构件不断扩大应用；复合材料的数字化设计，设计、制造一体化，以及基于三维模型铺层展开的专用设计／制造软件等技术的开发是先进复合材料发展的基本技术保障 复合材料在飞机上的应用
第30卷 第3期航 空 学 报 Vol 130No 13 2009年 3月ACTA A ERONAU TICA ET ASTRONAU TICA SIN ICA Mar. 2009 收稿日期:2007212212;修订日期:2008204210通讯作者:范玉青E 2mail :fanyq @https://www.doczj.com/doc/5716210281.html, 文章编号:100026893(2009)0320534210 超大型复合材料机体部件应用技术的新进展 ———飞机制造技术的新跨越 范玉青,张丽华 (北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京 100191) N e w Development of Extra Large Composite Aircraft Components Application T echnology —Advance of Aircraft Manufacture T echnology Fan Yuqing ,Zhang Lihua (School of Mechanical Engineering and Automation ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics ,Beijing 100191,China ) 摘 要:从超大型复合材料部件在军/民用飞机上的应用进展入手,重点介绍了复合材料在波音787机体主要结构上的应用,给出了机身复合材料部件应用的特殊性及空客公司对其所持的争议。分析了波音和空客公司在复合材料应用方面的竞争,分别以波音787和空客A380为例介绍了两公司相应的技术策略:机体整体复合材料部件制造技术和大型复合材料壁板组装成机体技术,以及迫于竞争的压力,空客公司新的应对措施,即采用全复合材料机身壁板结构,将复合材料在A3502XWB 上的用量提高到52%。最后总结了复合材料部件设计制造的独特性和复杂性,并得到对中国研制大型飞机的启示。关键词:复合材料;飞机制造;波音787;空客A3502XWB 中图分类号:V261;T H166 文献标识码:A Abstract :Starting from the evolution of the application of composites to military and civil aircraft ,this article provided a survey of the application of composites in aircraft structures ,especially in the main structure of Boe 2ing 787.The specific issues in applying composites to f uselage components and the dispute between Boeing and Airbus were presented.The competition between Boeing and Airbus in applying composites was analyzed and their respective strategy was discussed using Boeing 787and A380as an example ,which dealt with the manu 2facture technology of monolithic f uselage composite components and the technology of using large 2scale com 2posite panels to assemble a f uselage.The new measures of Airbus in coping with the pressure of competition were presented ,which was using composite paneled f uselage skins and increasing the amount of composites on A3502XWB to 52%.Finally ,the uniqueness and complexity of composite component design and manufacture were summarized ,which could shed light on China ’s development of large 2scale aircraft.K ey w ords :composite materials ;aircraft manufacture ;Boeing 787;Airbus A3502XWB 2007年7月8日,世界航空界的目光聚集在 波音公司,目睹美国飞机制造巨头的首架波音787梦想客机的下线揭幕仪式。由于波音公司在研制波音787客机的过程中,大胆地采用了两大高技术措施:全球数字化协同制造和机体主要结构大规模采用复合材料,机身和机翼外壳几乎都由碳纤维增强复合材料制成。这种飞机和现今同等大小的飞机相比,能够节省燃油20%,在如今燃油价飞涨阶段,这一优点对航空业界有着不言而喻的意义,并且维修成本可节省30%,飞行的 舒适性也有很大提高。因此,国际上各航空公司期望着这一“绿色”客机能给空中旅行带来革命性的变化。这种中等尺寸的波音787客机是波音公司13年来的第1种全新研制的机型,它已展示在300家媒体面前,它不仅牵动着世界航空界的目光和航空旅行者的期待,对波音公司本身来说,也投入了大量资金和心血,实现了基于金属材料机体制造技术向基于复合材料机体制造技术的新跨越,直接涉及到波音与空客公司竞争的成败,关系到波音商用飞机公司的生存前景。对于波音的竞争对手空客公司来说,客机的超大型复合材料部件的制造技术是一个难以逾越的巨大挑战。而对
常见飞机蜂窝板损伤形式及修理方法 航空器复合材料中的蜂窝板是由薄而强的两层面板中间胶接蜂窝材料而成的一种新型复合材料，也称蜂窝层合结构(见图1)。其面板选材有金属板、玻璃纤维、石英纤维、碳纤维等；夹心材料主要有芳纶、玻璃纤维、铝合金及发泡型结构。蜂窝可制成不同的形状。飞机上的蜂窝结构是由耐腐蚀夹心、面板、衬垫、隔板（假梁）、边肋等零件胶合而成。面板与夹芯之间用胶膜胶接，蜂窝夹芯用芯子胶和耐腐蚀胶根据实际需要形状施加真空压力后加温胶接成型。 图1 蜂窝夹心板结构 一、航空复合材料蜂窝结构损伤种类 根据航空复合材料蜂窝结构部件在使用过程中可能出现损伤的情况，我们可以大致将胶接蜂窝结构部件的损伤分以下5类： 1、表面损伤 图2 典型表面凹坑 此类损伤一般通过目视检查发现，包括表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀、表面蒙皮裂纹、表面小凹坑和局部轻微压陷等。这类损伤一般对结构强度不产生明显的削弱。 2、脱胶及分层损伤
该损伤是指纤维层与层之间或面板与夹芯之间的树脂失效缺陷，主要通过敲击检查、超声波检测等手段发现。此类损伤一般不引起结构外观变化，大多是在生产过程中造成的初始缺陷，并在反复使用过程中缺陷不断扩展而导致的。脱胶或分层面积过大会引起整体复合材料强度的削弱，应及时予以修补。 3、单侧面板损伤 这类损伤包括单侧面板局部压陷、破裂或穿孔，一般通过目视检查即可发现。该类型损伤能使一侧面板和蜂窝夹芯都受到损伤（表面塌陷），对气动性能和结构强度影响较大。一旦发现该类损伤必须经过修理和检验确认后方能能重新使用。 4、穿透损伤 该类型损伤是指蜂窝部件出现穿透性损伤、严重压陷和较大范围的残缺损伤等。此类损伤对结构性能和强度有严重的影响，根据受损情况立即予以修理或按需更换新件。 5、内部积水 该损伤原因主要由于蜂窝结构边缘或蜂窝材料对接边缘密封不严或密封失效，在长期使用过程中由于雨水渗透、油液浸泡以及水汽冷凝而造成蜂窝夹芯出现积水。虽然一般情况蜂窝内部积水不会造成严重影响；但在冬季日夜气温变化较大的情况下，由于积液结冰膨胀将会会造成复合材料部件内部树脂基体脱胶；同时在积液的长期浸泡下也会使复合材料的树脂基体的胶接强度大幅降低而降低部件的整体性能；特别是各类复合材料制备的舵面、襟翼、翼身整流罩及发动机部件等，均应及时检查其内部蜂窝结构的积水情况并作出相应修理措施。目前该类损伤主要通过红外热成像、X-射线检测仪等手段进行检测。 二、蜂窝结构的检查方式 1、目视检查 目视检查法是使用最广泛、最直接的无损检测方法。主要借助放大镜和内窥镜观测结构表面和内部可达区域的表面，观察明显的结构变形、变色、断裂、螺钉松动等结构异常。它可以检查表面划伤、裂纹、起泡、起皱、凹痕等缺陷；尤其对透光的玻璃钢产品，可用透射光检查出内部的某些缺陷和定位，如夹杂、气泡、搭接的部位和宽度、蜂窝芯的位置和状态、镶嵌件的位置等。 2、手锤敲击法 用于单层蒙皮蜂窝结构。用手锤敲击蜂窝结构的蒙皮，根据不同的声响来判断蜂窝结构是否脱胶。敲击时，注意锤头与蒙皮垂直，力度适当，以能判断故障不损坏蒙皮表面为宜。为使判断准确，可先在试件上试验。敲击回声清脆是良好，沉闷是脱粘。 3、外场在位检测的便携式相控阵超声波C扫描检测系统
目录 复合材料 (2) 1. 复合材料特点 (2) 1.1 复合材料的应用 (2) 1.2 设计规范的演变 (2) 1.3 复合材料适航验证试验程序 (3) 1.4 碳纤维树脂基复合材料优点 (3) 1.5 碳纤维树脂基复合材料缺点： (4) 2. 材料种类 (4) 2.1 树脂基体 (4) 2.1.1 热塑性复合材料 (4) 2.1.2 热固性复合材料 (5) 2.1.3 树脂材料性能对比 (5) 2.2 增强纤维 (6) 2.2.1 碳纤维 (6) 2.2.2 玻璃纤维 (7) 2.2.3 芳纶纤维 (7) 2.2.4 材料性能对比 (7) 2.3 预浸料 (7) 2.4 芯材 (8) 2.4.1 蜂窝芯 (8) 2.4.2 泡沫芯 (8) 2.5 胶粘剂 (9) 3. 复合材料试验验证步骤 (9) 4. 复合材料结构设计 (9) 4.1 复合材料设计基本要求 (9) 4.2 设计选材 (9) 4.2.1 设计选材需求 (9) 4.2.2 夹层结构的选材 (10) 4.3 层压板设计 (10) 4.3.1 铺层方向和比例 (10) 4.3.2 铺层设计 (10) 4.3.3 丢层要求 (10) 4.3.4 拼接 (11) 4.3.5 开口设计要求 (11) 4.4 夹层结构设计 (11) 4.4.1 制造方法 (11) 4.4.2 面板设计准则 (11) 4.4.3 芯材 (12) 4.5 细节设计 (12) 4.6 复合材料设计优化 (12) 4.7 复合材料连接 (13) 4.7.1 胶接结构 (13) 4.8 垂尾复合材料结构设计 (14)
4.9 复合材料检测 (14) 5. 复合材料制造 (14) 5.1 复合材料的成型方法和特点 (14) 5.2 成型工艺过程 (15) 5.2.1 热压罐工艺 (16) 5.2.2 RTM工艺 (16) 5.2.3 机加工艺 (16) 5.3 制造缺陷 (16) 复合材料 1.复合材料特点 复合材料主要由基体和增强材料组成。非金属基体包括树脂、陶瓷等，增强材料包括碳纤维、芳纶、玻璃纤维等。应用最多的是树脂基碳纤维复合材料，其次是芳纶纤维。玻璃纤维因其强度、刚度较差，难以用在受力结构上，但因为价格便宜，民机上有较多应用。 复合材料的韧性和对环境的耐受能力主要取决于树脂。 韧性：表示材料在塑性变形和破裂过程中吸收能量的能力，韧性越好，则发生脆性断裂的可能性越小。 1.1复合材料的应用 复合材料首次应用于空客A310-300（1985年）的垂尾上，后来应用到了扰流板、方向舵、起落架舱门、整流罩等部位。A340（2001年）首次将复合材料用在机身上，后气密压力框；A380（2005年）将中央翼盒用复合材料，将后压力框后部机身用复合材料，上层客舱底板、龙骨梁。A400M（2009年）第一架使用全碳纤维增强树脂基复合材料的机翼飞机。波音787（2009年）第一家引入全复材机体结构，整个机身结构用了碳纤维增强树脂复合材料。空客后来的A350XWB也是全复材机身。 1.2设计规范的演变 FAA针对复合材料结构合格审定中的新问题，于1978年颁布咨询通告AC-20-107A“复合材料飞机结构”，制定了一个可接受但不是唯一的验证方法，适用于FAR23、25、27和29涉及的所有航空器的复合材料结构，成为制定满足
2017年2月第20卷第4期 中国管理信息化 China Management Informationization Feb.,2017 Vol.20,No.4 新一代大型客机主要指使用效率（Efficiency）、经济（Economics）、超凡的乘坐舒适和便利（Extraordinary comfort and convenience）以及环保（Environmental）等综合性能比当前航线使用的客机有很大提高的大型商用运输机。 新一代大型客机的概念指导了波音787飞机和空客A350飞机的研发。新一代大型客机机体结构的突出特点是广泛采用复合材料，复合材料不仅减轻了飞机结构的质量、提高了飞机结构的使用寿命、降低了飞机的维护费用，还可以增加舱内压力和空气湿度，提高民用飞机的经济性、舒适性、环保性。先进复合材料在飞机结构上的应用走过了一条由小到大、由次到主、由局部到整体、由结构到功能和由军机应用扩展到民机的发展道路。 基于近20多年经验的积累和认知的共识，按照适航规章要求，结合民机工程实际，聚合物基纤维增强复合材料在飞机结构中实现了规模化的应用。要实现复合材料结构规模化的应用，结构设计必须要着重考虑复合材料结构在使用寿命期内、安全使用前提下，同时取得较好的经济效益。结构设计在满足型号设计要求的同时，必须要考虑结构规模化应用对制造、使用、维修提出的新需求，在设计主导下，形成“设计—制造—使用—维修”一体化的结构设计，实现飞机复合材料结构的安全性与经济性。 1 新一代大型客机复合材料结构规模化应用的决策 新一代大型客机机体结构需用新材料的决策是依据未来20～30年内大型客机在总体布局上与目前航线飞机不会有很大差别，但在综合性能、安全性、经济性和环保要求等方面，将有很大的提高发展趋势和航线宽体客机的需求增长制定。 新一代大型客机复合材料结构规模化应用的决策主要考虑： ①实现飞机结构明显减重，机翼、机身主结构均采用复合材料制造；②中模量高强碳纤维/增韧环氧（180℃固化）复合材料已经过工程应用的验证，可满足大型客机主结构对材料的要求；③复合材料制造工艺技术革新和新工艺技术发展，可使复合材料大型结构件制造成本明显下降；④先进设计技术和设计—制造一体化、并行工程技术的应用，使结构设计结果更科学合理，可实现异地设计和制造，为复合材料结构制造国际化创造了条件；⑤半个世纪复合材料应用经验的积累和复合材料结构设计理念与验证技术的更新，使新一代飞机研制周期大大缩短、研发费用减少。 因此，波音公司率先将21世纪初开始研制的现代宽体客机波音787复合材料的用量占到机体结构重量的50%，大大提高了结构效率，与同级别客机相比可节省燃油20%。 空中客车公司于2005年5月宣布空客A350项目启动（A350后称A350XWB，extra Wide-Body，型号系列为A350-900）。空中客车公司面对竞争对手的压力和用户的要求，在A350项目推出的三年间，曾对A350的设计方案进行多次重要修改，选材方案的修改多达6次，包括机身由计划初期采用铝和铝锂合金，改为机体由复合材料制造。 2 复合材料关键结构设计的新问题 飞机机体复合材料结构规模化应用的核心问题是突破飞机机体关键结构复合材料的应用技术。 飞机机体关键结构是指其完整性对保持飞机总体安全是至关重要的承受飞行、地面和增压载荷的结构或元件（其破坏会降低飞机结构完整性）。如：机翼、中央翼盒、机身等主结构，对运输类飞机还包括主要结构元件。 复合材料在飞机机体关键结构的应用，首先要考虑飞机总体安全对结构完整性的要求。同时，还应考虑复合材料用量大幅增加带来的固有特性潜在的危害威胁，如对结构制造缺陷、闪电防护及使用、维修提出的一系列要求。复合材料关键结构设计的新问题、新考虑，大致可归纳为以下几方面。 （1）基于对飞行安全性的认知，机体结构疲劳和损伤容限设计是重点，按《运输类飞机适航标准》对复合材料飞机结构的要求，飞机在整个使用寿命期内将避免由于疲劳、环境影响、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。特别关注考虑的是外来物冲击、目视可见损伤及其扩展特性，两垮元件损伤、结构胶结以及“地—空—地”或“飞—续—飞”重复加载引起的材料性能退化和“高—低—高”温度交变引起的附加应力。 （2）质量、产量、成本综合平衡的大型整体结构制造技术。主结构零构件大型化、整体化设计，如翼面加筋壁板、翼梁、机身筒壳壁板、地板梁、中央翼盒壁板等，对制造技术提出了应通过充分的试制和试验，并进行合格鉴定，以保证其可重复生产性和设计的可靠性，结构制造生产能力应满足飞机按期交付的需求。采用成熟的制造技术，如数字化、自动化（包括检测自动化）、减少或消除人为因素影响的制造方法，可实现降低结构的制造成本，设计、制造一体化是必由的技术途径。 （3）复合材料结构闪电防护设计的地位很重要。复合材料（以碳/环氧复合材料为代表）导电性比标准铝合金大约低1 000倍的固有特性，决定了如果不提供恰当的导电闪电防护，闪电雷击可能造成结构破坏或大面积损伤，并可能在金属液压管路、燃油系统管路和电缆诱导上产生高闪电电流和电压。闪电防护可细分为结构完整性、燃油系统、电气和电子系统三个方面进行考虑，复合材料结构闪电防护给飞机带来了重量和成本的增加。 （4）结构耐撞损性的设计要求。飞机的耐撞损性由机身的冲击响应特性控制。对耐撞损性，规章一直随着实际飞机运行使用得到的经验而改变。机群经验还没有证实需要整机级耐撞损性的标 新一代大型客机复合材料结构一体化设计的若干特点 何长川，梁 伟，杨乃宾 （北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100083） ［摘 要］大量采用复合材料结构是新一代大型客机机体结构设计的突出特点。飞机机体复合材料结构规模化应用的核心问题是突破飞机机体关键结构复合材料应用技术。复合材料结构一体化综合设计是在确保使用寿命期内、飞机安全飞行使用的前提下，实现复合材料结构规模化应用并取得良好经济的、多设计要素变量的综合设计。本文对波音787和空客A350复合材料机身的设计与制造进行了对比，分析了各自的优缺点。 ［关键词］大型客机；复合材料结构；机体结构；规模化应用；一体化设计 doi：10.3969/j.issn.1673 - 0194.2017.04.091 ［中图分类号］V25 ［文献标识码］A ［文章编号］1673-0194（2017）04-0139-03 ［收稿日期］2017-01-02 / 139 CHINA MANAGEMENT INFORMATIONIZATION
浅析飞机复合材料结构修理技术 随着科技的不断进步，复合材料逐渐出现在航空领域，在现代航空领域的发展中被广泛应用。由于复合材料已经成为现代飞机结构的重要组成部分，并且其损伤机理与金属损伤存在差异，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。文章主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。 标签：飞机复合材料；结构修理；技术分析 前言 国内对于先进复合材料在航空领域的应用已经取得一定成效，但对于飞机复合材料结构修理技术的研究依旧需要不断完善。由于现代航空领域需求的不断增加，对复合材料的使用要求逐渐严格。同时在具体的应用过程中需要对复合材料进行维护，体现出飞机复合材料结构修理技术的重要性。 1 飞机复合材料结构类型以及损伤类型 目前，国内外的复合材料在航空领域的应用具有广泛性特点，材料用量占总体用量总重的25%-40%，其中民用飞机占11%-16%，直升机高达60%以上。由此可见，飞机复合材料结构在航空领域的应用具有广泛性特点。对于复合材料以及损伤类型进行分析，加深对复合材料修理技术的理解。 1.1飞机复合材料结构类型 1.1.1 压层板。复合材料当中的压层板主要是由单层板粘合而成，同时构成材料可为不同材质的单层板，也可为各向异性单层板进行构成。由于单层板构成存在复杂性以及非匀质性，导致单层板的实际构成具有各向异性的特点。 1.1.2 蜂窝夹芯结构。蜂窝夹芯机构主要是由薄面板与中间胶接低密度的夹芯构成，具体的面板结构为层压板，面板较薄。其中具体的使用材料为纤维玻璃布、单向碳纤维、编织布、芳纶有机纤维布等材料。蜂窝夹芯结构比常规金属结构具有较高的比强度、抗弯强度、高结构阻尼、消音以及耐声震、隔热性等良好的性能，在航空领域应用具有较好效果。 1.1.3 蜂窝壁板。蜂窝壁板主要是承力面以及蜂窝夹芯构成，蜂窝夹芯位于承力面板之间，使得整个蜂窝壁板的强度增加[1]。此外还有骨架元件以及众多的不锈钢板材料进行实际构成。在蜂窝壁板的实际结构当中，承力面板所承受的质量一般只是自身在平面内的负荷，骨架元件在具体应用中保证局部刚劲，提升固定地点的安全性以及耐用性。 1.2 飞机复合材料损伤类型
碳纤维复合材料 (西北工业大学机电学院, 陕西西安710072) 摘要：碳纤维复合材料与金属材料相比，其密度小、比强度、比模量高，具有优越的成型性和其他特性，具有极大的发展潜力。本文介绍了碳纤维复合材料的特点及其应用，总结了碳纤维复合材料的成型工艺及每种成型工艺的特点，并从材料和成型两个方面指出了它的发展方向。 关键词：复合材料；碳纤维；成型工艺；工艺流程 Carbon Fiber Reinforce Plastic (School of Mechatronics, Northwes tern Polytechnical University, Xi’an 710072, China) Abstract: Compared to metals, carbon fiber reinforce plastic has great potential for development with lower density, higher specific strength and modulus, and excellent moldability and other characteristics. This article describes the characteristics and applications of carbon fiber reinforce plastic and sum up the manufacturing process of carbon fiber reinforce plastic and their characteristics. Finally, this article points out the development of carbon fiber reinforce plastic from two aspects: material and manufacturing process. Key words: composites; carbon fiber; manufacturing process; process
复合材料的新发展 物理学院15346036 吴家燕 摘要： 材料是科学技术发展的基础，复合材料作为最新发展起来的一大类新型材料，对科学技术的发展产生了极大的推动作用。复合材料的发展近几十年来极为迅速。从最早出现的宏观复合材料，如水泥与砂石、钢筋复合而成的混凝土，到随后发展起来的微观复合材料：聚合物基、金属基和无机非金属材料基复合材料。各种新型复合材料及其制备技术犹如雨后春笋般出现，同时，随着科学技术的发展，特别是尖端科学技术的突飞猛进，对材料的性能要求越来越高，因而对复合材料也提出了更高的要求。先进复合材料在新材料技术领域占有重要的地位，其新发展趋势和特点包括应用发展的多元化、技术发展的低成本化、材料的智能化，竞争发展的国际化和设计验证的规范化。 引言： 一个国家或地区的复合材料公业水平，已经成为衡量其科技以经济实力的标志之一，先进复合材料是国家安全和国民经济具有竞争力优势的源泉。复合材料在应用中所具有的节能、环保等性能符合绿色发展的要求，另外，随着经济的发展，传统能源储量在不断减少，复合材料具有较大的替代空间，复合材料的市场需求加大，从而推动行业的发展。新材料的研究、发展与应用一直是当代高新技术的重要内容之一。其中复合材料，特别是先进复合材料在新材料技术领域占有重要的地位，对促进世界各国军用和民用领域的高科技现代化，起到了至关重要的作用，因此近年来倍受重视。 正文： 应用发展的多元化 以碳纤维增强树脂基复合材料为代表的先进复合材料，近年来迅速扩展成航空航天、体育休闲用品和工业应用等三大领域，体现了其多元化发展的趋势和特点。 以航空航天领域为代表的军用领域历来是先进复合材料重要的传统的应用领域。由于复合材料具有比强度高,比刚度高,耐腐蚀疲劳性能好,可设计性强等一系列独特的优点,在各种武器装备上的轻量化、小型化和高性能化上起到了无可代替的至关重要的作用,使之成为飞机、导弹、火箭、人造卫星、舰船、兵工武器等结构上不可或缺的战略材料和技术1。目前两个突出的亮点是在大型民用机和无人机上的应用2。 化工、纺织和机械制造领域。有良好耐蚀性的碳纤维与树脂基体复合而成的材料，可用于制造化工设备、纺织机、造纸机、复印机、高速机床、精密仪器等。该应用领域近期亦会有所发展,如不久前在美国拉斯维加斯举办的世界自行车展会上,有许多自行车零件由复合材料制成。但该领域的产品质量要求越来越高,制作要求越来越精细,市场竞争亦日趋激烈。 汽车领域。复合材料用于汽车代替钢件有40%或以上的减重潜力,以前限于复合材料成本较高,应用进展一直不如人意。但近年来随大丝束纤维出现、RTM等低成本工艺发展,汽车上复合材料的应用呈良好发展势头,预计近期会有较大发展 以风力发电为主的能源领域。叶片是风力发电机最关键的部件之一,以前多由玻璃钢制成,现在越来越长,自重越来越大,强度刚度要求越来越高,必须转向以先进复合材料制造为主,于是形成了先进复合材料应用的又一个世界性的热点3。 医学领域。随着生物技术、医药技术、信息技术、制造技术、纳米技术和材料科学技术的迅猛发展与交互融合，新型和新概念生物医用材料层出不穷。药物控制释放材料、组织工程材料、纳米生物材料、生物活性材料、介入诊断和治疗材料、可降解和吸收生物材料、新型人造器官、人造血液等代表了新的发展趋势和方向。
飞机的复合材料修理：飞机复合材料通常被称为先进复合材料（Advanced Composite Material，ACM）。它使用高强度的纤维增强材料，嵌入在一种树脂基体里，以层或层片的形式叠加起来，形成层板，具有高强度，结实坚硬，能够减轻飞机结构重量，还具有抗腐蚀、破损安全性高等优点。 复合材料的修理工序也极其专业，涉及检查、去除修复损伤、打磨、清洁、制作浸布、铺层、粘接以及固化等众多复杂环节，其特点可用“精细”二字形容。 他们穿着白大褂、戴着口罩和细纱手套……远看你会以为这是一间手术室，其实这里是Ameco复合材料修理车间的洁净室。仅从工作场所上看，已能略猜出一二，复合材料的修理规格不一般。 近年来，复合材料作为飞机结构件的“新宠”，越来越多地被使用在飞机上，如飞机的整流罩、控制面、起落架舱门、大翼和安定面前后缘等部位。据悉，在波音787等一系列先进客机上，复合材料使用的比重甚至超过50%。但提及复合材料的修理，却鲜为人知。 其实，复合材料的修理过程很有意思，就像是为飞机表面做“外科手术”。但整个手术又涉及众多环节，每个环节都能展示出操作者的“十八般武艺”。 诊断：“病情损伤”靠耳朵 复合材料的特点是层面多，有点像“多层三明治”，中间夹层结构是蜂窝芯体，外面覆盖蒙皮，所有材料均由胶膜粘接。蒙皮也有多层，拿飞机大翼盖板来说，从里至外分别由三层碳纤维和一层玻璃纤维组成。 郭玉明是Ameco复合材料车间的一位年轻修理工，他常拿着专业敲击棒在一块襟翼盖板上轻轻敲击。他说，这个方法是为了查出那些从部件表面看不出来的“内伤”，比如开胶或脱层。 “这个地方声音清脆，说明它是完好区域，而这个地方声音沉闷、有点混沌，应该是有脱层。”据郭玉明讲，这份“练耳朵”的能力可不是随便谁都行的，需要多次实战磨炼和领悟。出师2年的郭玉明，当初为了练好这项本领，没少在部件上做“听音练耳”。此外，复合材料损伤的检查方法还有超声波、红外线热成像等。 去除损伤：完美“手术切割”工艺 去除复合材料损伤的工序很讲究。黄景森是Ameco复合材料车间的工艺工程师。据他介绍，切割一块盖板表面的损伤蒙皮，可以用切割片的边缘切去脱层部分。如果是蜂窝芯损坏，工作就会更复杂，要用切割片沿着损伤区域的蒙皮边
复合材料结构设计的特点 (1) 复合材料既是一种材料又是一种结构 (2) 复合材料具有可设计性 (3) 复合材料结构设计包含材料设计 复合材料区别于传统材料的根本特点之一可设计性好（设计人员可根据所需制品对力学及其它性能的要求，对结构设计的同时对材料本身进行设计） 具体体现在两个方面1力学设计——给制品一定的强度和刚度、2功能设计——给制品除力学性能外的其他性能 复合材料力学性能的特点 (1) 各向异性性能材料弹性主方向：模量较大的一个主方向称为纵向，用字母L表示，与其垂直的另一主方向称为横向，用字母T表示。通常的各向同性材料中，表达材料弹 )和ν(泊松比)或剪切弹性模量G。 对于复合材料中的每个单层，纵向弹性模量E L、横向弹性模量E T、纵向泊松比νL (或横向泊松比νT)、面内剪切弹性模量G LT。 耦合现象：拉剪耦合与剪拉耦合、弯扭耦合与扭弯耦合 (2) 非均质性 耦合变形：层合结构复合材料在一种外力作用下，除了引起本身的基本变形外，还可能引起其他基本变形。 (3)层间强度低 在结构设计时，应尽量减小层间应力，或采取某些构造措施，以避免层间分层破坏。 研究复合材料的刚度和强度时，基本假设： (1) 假设层合板是连续的。由于连续性假设，使数学分析中的一些连续性概念、极限概念以及微积分等数学工具都能应用于力学分析中。 (2）假设单向层合板是均匀的，多向层合板是分段均匀的。 (3) 假设限于单向层合板是正交各向异性的：即认为单向层合板具有两个相互垂直的弹性对称面。 (4) 假设限于层合板是线弹性的：即认为层合板在外力作用下产生的变形与外力成正比关系，且当外力移去后，层合板能够完全恢复其原来形状。 (5) 假设层合板的变形是很小的。 上述五个基本假设，只有多向层合板的分段均匀性假设和单向层合板的正交各向异性假设，与材料力学中的均匀性假设和各向同性假设有区别。 平面应力状态与平面应变状态 平面应力状态：单元体有一对平面上的应力等于0。（σz＝0，τzx＝0，τzy ＝0） 平面应变状态（平面位移）：εz＝0（即ω＝0），τzx＝0(γ31＝0)，τzy ＝0(γ32＝0 )， σz一般不等于0。 复合材料连接方式 复合材料连接方式主要分为两大类：胶接连接与机械连接。胶接连接：受力不大的薄壁结构，尤其是复合材料结构；机械连接：连接构件较厚、受力大的结构。
复合材料在飞机航空中的应用与发展 学校：西安航空职业技术学院 专业：金属材料与热处理技术 姓名：郭远 摘要 复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一；复合材料构件的整体成型、共固化技术不断进展，复杂曲面构件不断扩大应用；复合材料的数字化设计，设计、制造一体化，以及基于三维模型铺层展开的专用设计／制造软件等技术的开发是先进复合材料发展的基本技术保障. 复合材料在飞机航空中的应用与发展 复合材料大量用于航空航天工业和汽车工业，特别是先进碳纤维复合材料用于飞机尤为值得注意。不久前，碳纤维复合材料只能在军用飞机用作主结构，但是，由于技术发展的进步，先进复合材料已开始在民航客机止也应用作主结构，如机身、机翼等。 一．飞机结构用复合材料的优势 现今新一代飞机的发展目标是“轻质化、长寿命、高可靠、高效能、高隐身、低成本”。而复合材料正具备了上面的几个条件，成为实现新一代飞机发展目标的重要途径。
复合材料具有质轻、高强、可设计、抗疲劳、易于实现结构/功能一体化等优点，因此，继铝、钛、钢之后迅速发展成为四大飞机结构材料之一。 复合材料在飞机结构上的应用首先带来的是显着的减重效益，复合材料尤其是碳纤维复合材料其密度仅为cm3左右，如等量代替铝合金，理论上可有42%的减重效果。 近年来随着复合材料技术的深入研究和应用实践的积累，人们清楚地认识到：复合材料在飞机结构上应用效益绝不仅仅是减重，而且给设计带来创新舞台，通过合理设计，还可提供诸如抗疲劳、抗振、耐腐蚀、耐久性和吸透波等其它传统材料无法实现的优异功能特性，可极大地提高其使用效能，降低维护成本，增加未来发展的潜力和空间。尤其与铝合金等传统材料相比，可明显减少使用维护要求，降低寿命周期成本，特别是当飞机进入老龄化阶段后效果更明显，据说B787较之B767机体维修成本会降低30％，这在很大程度上应归功于复合材料的大量应用。同时，大部分复合材料飞机构件可以整体成型，大幅度减少零件数目，减少紧固件数目，减轻结构质量，降低连接和装配成本，从而有效地降低了总成本，如F/A-18E/F零件数减少42%，减重158kg。复合材料整体成型技术还可消除缝隙、台阶和紧固件，无疑对提高军机的隐身性能也具有非常重要的贡献。 二．飞机结构用复合材料的发展过程 先进复合材料于上世纪60年代中期一问世，即首先用于飞行器结构上。30多年来先进复合材料在飞机结构上应用走过了一条由小到大、由次到主、由局部到整体、由结构到功能、由军机应用扩展到民机应用的发展道路。 1.复合材料在军用飞机上的发展过程