复合材料铺层设计 复合材料制件最基本的单元是铺层。铺层是复合材料制件中的一层单向带或织物形成的复合材料单向层。由两层或多层同种或不同种材料铺层层合压制而成的复合材料板材称为层合板。复合材料层压结构件的基本单元正是这种按各种不同铺层设计要素组成的层合板。 本章主要介绍由高性能连续纤维与树脂基体材料构成的层合结构和夹层结构设计的基本原理和方法，也介绍复合材料结构在导弹结构中的应用。 一、层合板及其表示方法 (1) 铺层及其方向的表示？ 铺层是层合板的基本结构单元，其厚度很薄，通常约为～。铺层中增强纤维的方向或织物径向纤维方向为材料的主方向（1向：即纵向）；垂直于增强纤维方向或织物的纬向纤维方向为材料的另一个主方向（2向：即横向）。1—2坐标系为材料的主坐标系，又称正轴坐标系，x-y坐标系为设计参考坐标系，如图所示。 铺层是有方向性的。铺层的方向用纤维的铺向角（铺层角）θ表示。所谓铺向角（铺层角）就是铺层的纵向与层合板参考坐标X轴之间的夹角，由X轴到纤维纵向逆时针旋转为正。参考坐标系X-Y与材料主方向重合则为正轴坐标系。X-Y方向与材料主方向不重合则称偏轴坐标系，如图（b）所示。铺层的正轴应力与偏轴应力也在图中标明。
（2）层合板的表示方法？ 为了满足设计、制造和力学性能分析的需要，必须简明地表示出层合板中各铺层的方向和层合顺序，故对层合板规定了明确的表示方法，如表所示。 二、单层复合材料的力学性能
单层的力学性能是复合材料的基本力学性能，即材料工程常数。由于单层很薄，一般仅考虑单层的面内力学性能，故假设为平面应力状态。单层在材料主轴坐标系中通常是正交各向异性材料，在其主方向上某一点处的正应变ε1、ε2只与该点处的正应力σ1、σ2有关，而与剪应力τ12无关；同时，该点处剪应变γ12也仅与剪应力τ12有关，而与正应力无关。 材料工程常数共9个：纵向和横向弹性模量Ε1和Ε2、主泊松比ν12、纵横剪切弹性模量G12，共四个弹性常数；还有纵向拉伸和压缩强度X1、X2，横向拉伸与压缩强度Y1、Y2，纵横剪切强度S共五个强度参数。这9个工程常数是通过单向层合板的单轴试验确定的。通常情况下，单层力学性能有明显的方向性，与增强纤维的方向密切相关，即Ε1>>Ε2，X>>Y；而且拉伸与压缩强度不相等，即X1≠X2，Y1≠Y2；纵横剪切性能与拉伸、压缩性能无关，即S 与X 、Y 无关。 由于单层复合材料是复合材料的基础，故往往用它的性能来说明复合材料的性能。但应当指出：单层的性能不能替代实际使用的层合复合材料的性能。一般说，实际使用的层合复合材料性能要低于单向复合材料的纵向性能。复合材料的性能与材料中含有的纤维数量有很大的关系，所以在规定性能数据时，一般还应给定材料所含的纤维量，通常用纤维所占的体积百分比V来表示。V称为纤维体积分数或纤维体积含量，其值通常控制在60%左右。 三、复合材料结构的制造与成形工艺 （1）制造与成形工艺的分类、特点与适用范围？ 树脂基复合材料结构成形工艺方法多种多样，各有所长。工艺方法的分类见图各种工艺方法的特点与适用范围见表。
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/d510986734.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
《复合材料课程设计》说明书—纤维增强复合材料桥梁设计方法的综述 学院： 班级： 姓名： 学号： 指导老师： 日期：2014年6月20日
摘要：中国复合材料五十年的发展，在各领域都取得了很大的进步。本文介绍了桥梁设计和建造的未来趋势，以及目前全球纤维增强复合材料应用于桥梁的主要实例及设计方法。 关键词：纤维增强复合材料桥梁设计方法 1. 桥梁设计和建造的未来趋势 1.1 在桥梁建造技术和建造外观两方面有前所未有的发展。 当前世界上的桥梁设计在外观设计方面与许多年前相比有着更大的发展。适合于它周边设施的桥型设计具有相当的重要性及更高的理念，例如孟买地区Thane Creek溪上的弓形琴弦大梁桥提供给乘车者一种视觉上的享受。首先，桥梁的业主让艺术家来决定桥型设计，接着建筑设计师来演绎，最后由工程师完成。“震撼”意念使桥梁构思在概念上既新颖又简单，例如让人们非常荣耀的英国Gateshead千禧年桥。 1.2 安保风险 抵御爆炸和地震的多风险保护正变得日益重要，在诸如地震活力、风险评估技术、预测地震响应方式等领域取得了重要进展。地震不是一种力而是一种变形，新的理念是提供变形足够的容量并允许桥梁移动，而不是试图去抵抗力。设想的方案如采用玻璃纤维/碳纤维包覆柱子、能量吸收装置、耗散能量的结构保险单元。 1.3 增加跨距 技术上，非常大跨距的桥梁可以用当今的材料来建造，跨距正变得更大，例如Jammu & Kashmir(查漠一克什米尔)境内的Chenab(奇纳布)河上一座桥是世界上最大拱距(480m)的桥梁之一。全寿命服务期的考虑为提升跨距提供了设计和建造依据。社会日益愿意为大跨距桥的方便和美观而买单。 斜拉桥正逐渐取代传统上与跨距相关的悬索桥，例如在日本建造了世界上最长的斜拉桥(Tatara跨海大桥-890m跨距)。发展缆绳斜拉技术，关键因素就是提高跨距，这是通过降低股束尺寸，增加诸如缆绳的螺旋等特征来实现的。 减震对长跨距的重要性:解决方案有诸如调幅物质减震器，用在斜拉的法国诺曼底庞特桥上的横交缆绳或“肩带”。绞线设备比预制平行线束体系更有竞争力。1000m跨距的记录被香港昂船洲大桥所打破，中国苏通大桥是1200m的跨距。 1.4 更高的桥 现今可开发出制造直径大至4m，高度大于100m柱子的技术及设备。 大直径立柱的建造:随着钻孔直径的增大，钻孔的稳定性也得到了提高。大直径立柱也更有利于在河床上定位立柱帽，更大更高的立柱可提供更大的净空高度。 1.5 变得更强 为了实现一种建筑的新理念，就需要引人一种新材料。钢可以使大跨距的析架箱梁成为可能;高强度线缆使得悬索桥成为可能;混凝土伴同预应力混凝土一起应用使得大跨距的混凝土桥成为可能。超高性能材料的引人可以大大改变建筑的力学特性，诸如VSL公司的水泥质材料Ductal性能上更近乎于钢。 1.6 预制部件 预浇铸地基、桥基、立柱和上部结构单元可以使桥的建造时间不再以年计，
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
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
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
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。
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
复合材料铺层设计 Company Document number：WTUT-WT88Y-W8BBGB-BWYTT-19998
复合材料铺层设计 复合材料制件最基本的单元是铺层。铺层是复合材料制件中的一层单向带或织物形成的复合材料单向层。由两层或多层同种或不同种材料铺层层合压制而成的复合材料板材称为层合板。复合材料层压结构件的基本单元正是这种按各种不同铺层设计要素组成的层合板。 本章主要介绍由高性能连续纤维与树脂基体材料构成的层合结构和夹层结构设计的基本原理和方法，也介绍复合材料结构在导弹结构中的应用。 一、层合板及其表示方法 (1) 铺层及其方向的表示？ 铺层是有方向性的。铺层的方向用纤维的铺向角（铺层角）θ表示。所谓铺向角（铺层角） （2）层合板的表示方法？ 二、单层复合材料的力学性能 单层的力学性能是复合材料的基本力学性能，即材料工程常数。由于单层很薄，一般仅考虑单层的面内力学性能，故假设为平面应力状态。单层在材料主轴坐标系中通常是正交各向异性材料，在其主方向上某一点处的正应变ε1、ε2只与该点处的正应力σ1、σ2有关，而与剪应力τ12无关；同时，该点处剪应变γ12也仅与剪应力τ12有关，而与正应力无关。 材料工程常数共9个：纵向和横向弹性模量Ε1和Ε2、主泊松比ν12、纵横剪切弹性模量 G12，共四个弹性常数；还有纵向拉伸和压缩强度X1、X2，横向拉伸与压缩强度Y1、Y2，纵横剪切强度S共五个强度参数。这9个工程常数是通过单向层合板的单轴试验确定的。通常情况下，单层力学性能有明显的方向性，与增强纤维的方向密切相关，即Ε1>>Ε2，X>>Y；而且拉伸与压缩强度
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
《复合材料结构设计基础》课程介绍 一、课程简介 《复合材料结构设计基础》是复合材料与工程专业的承前启后的专业方向课，它包含材料力学基础、弹性力学基础、材料设计、结构设计等，因而是具有立体性质的一个科学领域。其主要任务是使学生掌握复合材料结构设计的基础理论、基本知识和基本技能。通过本科程学习，要求学生掌握复合材料经典层合板理论、刚度和强度的计算方法、复合材料结构元件的分析和典型产品结构设计的基本步骤和方法等内容，为后续专业课的学习以及从事复合材料领域的生产和科研奠定坚实的理论基础；学习科学思维方法和研究问题的方法，达到开阔思路、激发探索和创新精神、增强理论分析能力与实践能力的目的。 课程的主要教学内容包括： 第一章绪论 学习了解什么是复合材料特别是什么是纤维增强树脂基复合材料；了解复合材料的发展历史及现状；了解复合材料的结构设计的特点。 第二章单层的刚度与强度 掌握平面应力状态下单轴的正轴应力-应变关系等。掌握单层的偏轴应力-应变关系；掌握单层弹性模量、柔量及工程弹性常数的计算。掌握单层的弹性指标和单层的失效准则。 第三章层合板的刚度与强度 掌握层合板的表示法、掌握对称层合板面内内力与面内应力的关系。掌握几种典型对称层合板的面内刚度系数的计算。了解对称层合板弯曲矩与曲率的关系、掌握对称层合板弯曲工程弹性常数及弯曲刚度系数的计算。了解一般层合板的面内力与面内应变的关系、了解一般层合板工程弹性常数、刚度系数的计算。掌握如何依据单层的强度来预测层合板的最先一层失效强度。 第四章复合材料结构分析 了解在复材构件进行结构分析时所采用的弹性力学的基本方法。了解复材层合梁、薄壁梁等构件的分析方法及设计计算的基本公式。 第五章复合材料连接 了解复材连接方式、掌握胶接连接接头的内力与应力分析计算方法、了解胶
图1右平尾上蒙皮腐蚀损失情况 用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实 Re p air Practice of Usin g Com p osite Technolo gy for Aircraft Metal Structures ?陈绍杰/沈阳飞机研究所 用 复合材料技术修理金属飞机结构是一项比较新的机体结构修理技 术,90年代已为世界各国普遍采用。该方法实质上是由复合材料结构胶接修理方法发展而来的,此时贴补的胶接补片不是贴在复合材料结构上而是贴在金属结构上。该方法特别适用于金属飞机结构的裂纹的腐蚀等多发性常见损伤,是目前世界上公认的一种优质、高效、低成本的修理方法。原5航空制造工程6杂志已对该项技术作过相应的报道。 任务来源 用复合材料技术修理金属飞机结构,虽然在国际上已是一项成熟的新技术,但在我国国内基本上还是一个空白。有鉴于此,以沈阳飞机制造公司(沈飞)为主,有沈阳飞机研究所参加与希腊的H AI(H ellenic Aeros p ace Industr y )合作成立了/沈阳)Hellenic 飞机修理公司0,拟从希腊引进该项技术,推广应用于国内的军、民机修理业务。HAI 是希腊一家国家控股的国有大型飞机和发动机修理公司,始建于1975年,在欧洲同业者中占有较重要的技术地位。 沈阳)H ellenic 飞机修理公司于1999年7月7日~9日在沈飞公司进行 了第一次采用该技术进行飞机修理,因为这是首次将该技术用于国内飞机的修理实践,故某种程度上带有演示验证的性质。修理材料、修理设备均由希方提供,操作亦由希方为主进行。修理方案和设计及则由双方合作进行。为此希方派来3名技术和操作人员完成了具体的修理工作。 待修结构及损伤情况 待修飞机结构是某型飞机的两个水平尾翼。该机是一架返厂大修的飞机。因该机长期在沿海使用,由环境条件造成多处腐蚀损伤。此次修理的具体对象为该机左右平尾翼尖接近配重处的腐蚀损伤,计有左尾下蒙皮、右平尾上、下蒙皮共3处,具体腐蚀性能 详见表1。 图1给出了一张腐蚀情况的照片,该照片为打磨去除损伤后的情况,从照片上清晰可见损伤严重处的腐蚀深坑。 该机平尾主受力盒的壁板材料为LC9铝合金,相当于7075-T 6,为高强铝合金。该部位除承受静载外,还有翼尖处 用复合材料技术修理金属飞机结构是当今一项比较新的修理技术,本文介绍了在我国首次进行的具有演示验证性质的一次修理实践。