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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。
航空复合材料结构设计方法航空复合材料是指由纤维增强材料和基体材料组成的复合材料，具有轻量化、高强度、高刚度、耐腐蚀等优点，被广泛应用于航空航天领域。
航空复合材料的结构设计方法是指在实际应用中如何选择合适的纤维增强材料、基体材料和工艺参数，以达到设计要求。
本文将介绍航空复合材料的结构设计方法。
首先，选择合适的纤维增强材料。
航空复合材料的纤维增强材料通常包括碳纤维、玻璃纤维和芳纶纤维等。
不同的纤维增强材料具有不同的特性，如强度、刚度、耐热性等。
在结构设计中，需要综合考虑应力和重量等因素，选择合适的纤维增强材料。
其次，选择合适的基体材料。
基体材料是纤维增强材料中起填充和粘合作用的材料。
常见的基体材料包括环氧树脂、聚酰亚胺等。
选择合适的基体材料需要考虑纤维增强材料的特性，以及航空复合材料的使用环境和要求。
在选择基体材料时，还需要考虑其与纤维增强材料的相容性和粘结强度。
然后，确定合适的层合方式和厚度。
航空复合材料的结构是由多层纤维增强材料和基体材料交替排列组成的。
确定合适的层合方式和厚度需要综合考虑结构强度和刚度需求，以及工艺可行性。
一般情况下，航空复合材料的层合方式包括单向层合、双面层合和多层可平衡层合等。
最后，考虑工艺参数。
航空复合材料的制造过程包括预浸料制备、层叠、热固化等多个步骤。
在结构设计中，需要考虑不同工艺参数对复合材料性能的影响，如热固化温度、压力和时间等。
通过调整不同工艺参数，可以优化航空复合材料的性能和可靠性。
总结起来，航空复合材料的结构设计方法包括选择合适的纤维增强材料和基体材料、确定合适的层合方式和厚度，以及考虑工艺参数等。
通过合理选择和设计，可以使航空复合材料充分发挥其优势，提高航空器的性能和效益。
从结构用途方面阐述复合材料在国内外民用飞机上的应用情况篇一一、引言随着航空技术的飞速发展，民用飞机对于材料性能的要求也日益提高。
复合材料，由于其优异的力学性能、轻量化特性以及设计灵活性，在民用飞机制造中得到了广泛应用。
本文将从结构用途的角度，详细阐述复合材料在国内外民用飞机上的应用情况。
二、复合材料在民用飞机结构中的应用概述复合材料在民用飞机结构中的应用主要体现在以下几个方面：机身、机翼、尾翼、发动机短舱以及内部构件等。
通过复合材料的应用，民用飞机实现了结构轻量化，提高了飞行性能，同时降低了运营成本。
三、国内外民用飞机复合材料应用的具体情况机身结构：复合材料在机身结构中的应用主要体现在蒙皮和桨叶上。
采用碳纤维增强复合材料制造的机身蒙皮，具有重量轻、强度高、耐腐蚀等优点，显著提高了飞机的燃油经济性和飞行性能。
国内外主流民用飞机制造商如波音、空客等均在机身结构中大量采用复合材料。
机翼结构：机翼是飞机的重要承载部件，其性能直接影响到飞机的飞行安全。
复合材料在机翼结构中的应用，可以实现机翼的轻量化设计，提高机翼的升力系数和飞行稳定性。
例如，波音787梦想飞机的机翼采用了碳纤维复合材料制造，使得机翼重量大幅减轻，同时提高了飞行效率。
尾翼结构：尾翼是控制飞机飞行方向的关键部件。
复合材料在尾翼结构中的应用，可以降低尾翼的重量，提高尾翼的控制精度和响应速度。
国内外多款民用飞机如空客A350、C919等均采用复合材料尾翼结构。
发动机短舱：发动机短舱是民用飞机发动机的重要保护装置，需要具有良好的耐高温、耐腐蚀等性能。
复合材料在发动机短舱中的应用，可以显著提高短舱的耐高温性能和结构强度，保证发动机的安全运行。
例如，CFMI公司的LEAP-1C发动机就采用了碳纤维复合材料制造的发动机短舱。
四、复合材料在民用飞机应用中的挑战与前景尽管复合材料在民用飞机上得到了广泛应用，但仍面临一些挑战，如制造成本、维修难度等。
然而，随着技术的进步和产业规模的扩大，复合材料的制造成本将逐渐降低，维修技术也将不断完善。
飞机复合材料整体结构的制造技术飞机复合材料是指由纤维增强树脂基体组成的复合材料，广泛应用于飞机的结构中。
复合材料相较于传统金属材料具有更高的强度、更轻的重量和更好的抗腐蚀性能，因此在飞机制造中得到了广泛的应用。
飞机复合材料的整体结构制造技术主要分为设计、材料选择、预制件制造、组合与装配、固化和后续加工等多个环节。
首先，设计是制造复合材料结构的第一步。
设计师需要根据飞机的需求和性能要求，确定结构的尺寸、形状和布局等。
设计过程中需要考虑各个部件的受力情况，并进行仿真分析来优化结构的设计。
其次，材料选择是关键一步。
针对不同的部件和要求，需要选择不同类型和性能的增强纤维和树脂。
目前常用的增强纤维有碳纤维、玻璃纤维和芳纶纤维等，而常用的树脂有环氧树脂、聚酰亚胺和苯氨酮等。
材料选择的合理性直接影响到结构的强度和重量等性能。
接下来，预制件的制造是将材料加工成为具备特定形状和性能的部件。
预制件的制造采用的方法有包括手工涂胶剪裁、自动涂胶剪裁、服纺织品热成型、树脂膜层或树脂纤维原料悬挂成形、涂层压模胶原料热压成型等多种技术。
预制件制造需要严格控制每个环节的质量和尺寸，以保证最终结构的可靠性。
然后，预制件的组合与装配是将不同的预制件按照设计要求进行组合和装配成为整体结构。
组合与装配的过程中需要严格控制每个预制件的位置和间距，以确保整体结构的几何尺寸和外观质量。
接下来，固化是将装配好的结构置于特定的温度和压力条件下进行固化，使树脂基体和纤维材料变得更加紧密。
通常采用的固化方法有热固化和热动力固化两种。
固化过程中需要保证温度和压力的均匀分布，以确保结构的强度和稳定性。
最后，进行后续加工是为了满足结构的概要尺寸和表面要求。
后续加工的过程中常涉及到机械加工、打磨和喷漆等多个技术。
后续加工的质量直接影响到整体结构的外观和性能。
综上所述，飞机复合材料的整体结构制造技术涵盖了设计、材料选择、预制件制造、组合与装配、固化和后续加工等多个环节。
大型民用飞机复合材料承压框结构及工艺发展分析1. 引言1.1 引言复合材料承压框结构具有高强度、轻质的优点，可以减轻飞机结构的重量，提高飞机的飞行性能。
随着复合材料技术的不断发展，大型民用飞机复合材料承压框结构的设计和制造也在不断完善和改进。
本文将对大型民用飞机复合材料承压框结构及其工艺发展进行分析，探讨复合材料在航空领域的应用、承压框的工艺发展、结构优势以及未来发展趋势。
通过对复合材料承压框结构的研究和分析，可以为飞机制造业的发展提供重要的参考和借鉴。
2. 正文2.1 大型民用飞机复合材料承压框结构大型民用飞机复合材料承压框结构是指采用复合材料制造的支撑飞机机身的框架结构。
相比传统的金属材料，复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀等优点，在航空领域得到广泛应用。
复合材料承压框结构的设计和制造需要考虑多种因素，如力学性能、热性能、耐久性等。
近年来，随着航空工业的发展，复合材料承压框的工艺技术也在不断创新和提高。
复合材料承压框的结构优势主要包括强度高、刚度大、疲劳寿命长、抗冲击性能好等特点。
这些优势使得复合材料承压框在大型民用飞机中得到广泛应用。
未来，随着复合材料技术的不断发展和完善，复合材料承压框的发展趋势将更加倾向于轻量化、高强度、高效率的方向，为大型民用飞机的性能提升和燃油效率提高提供更好的支持和保障。
2.2 复合材料在航空领域的应用在航空领域，复合材料应用广泛且日益普遍。
由于复合材料具有高强度、轻质、耐腐蚀等优点，因此在大型民用飞机的结构中得到了广泛应用。
在飞机的机身结构中，复合材料被广泛应用于机身外壳、机翼和尾翼等部位。
复合材料的轻质高强度使得飞机整体重量得以减轻，从而提高了飞机的燃油效率和飞行性能。
复合材料的自由成型性也使得飞机的外形更加复杂多样化，提高了飞机的设计灵活性。
在飞机的内部结构中，复合材料也得到了广泛应用。
在飞机的座椅、隔音板、内饰等部位，复合材料的耐高温、耐磨损等性能使得飞机内部更具舒适性和安全性。
飞机复合材料结构类型
飞机复合材料结构一般分为粘合结构和框架结构两种。
粘合结构利用胶粘剂粘合两个或多个组件，这些组件包括层压板，层压角，复合层压柱，复合层压板和复合环等。
结构可以是单层或双层，也可以是更多层。
它们均有同样的主要特征：弹性是最大的，定强度和可靠性是最大的，可以有效地传递重量。
框架结构则是由三面框架拼装而成。
它可以使用薄膜或纤维增强材料打造出各种规格的复合结构，这种结构在强度、弹性和刚度方面是最佳的，比其他结构具有更好的阻燃性能。
⼤型飞机复合材料机⾝结构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 FuselageLI 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。
飞机装配工装复合材料结构设计技术-结构设计论文-设计论文——文章均为WORD文档，下载后可直接编辑使用亦可打印——关键词：装配工装；复合材料；材料性能近年来，随着飞机产品制造精度和装配质量要求的不断提升，飞机制造企业需要实现更高精度的产品装配，装配工装是飞机装配的基础，提高装配工装定位精度是实现产品高精度装配的重要保障。
1装配工装材料研究传统的装配工装主要由Q235钢材、2A12铝材、6061铝材等金属材料制作，金属材料具有加工性好，拉伸模量较高的优点，所制造的固定工装在恒定温度下具有稳定的尺寸精度。
随着飞机产品大量应用复合材料，零件的外形精度和尺寸精度要求也不断提高，传统工装所使用的金属材料和产品使用的复合材料存在的热膨胀线性系数差异，使得工装结构在不同温度下与产品结构产生变形量差异，影响产品的定位精度。
同时，随着飞机装配技术的不断发展，新的生产线装配方案要求装配工装在生产过程中需要转站移动，传统工装框架所采用的Q235钢材密度大，工装总重量大，移动难度大，且移动过程安全性差。
为了解决上诉问题，研究使用复合材料作为装配工装主体材料具有现实意义。
目前，鲜见全复合材料装配工装的应用，但有资料显示，国外机床设备厂家已经较普遍的采用复合材料大跨度横梁结构解决金属材料横梁缺点。
丹麦DENCAM公司制造风机叶片模具加工用大跨度设备横梁（见图1）采用复合材料圆管搭建成的桁架结构，该结构能够有效降低横梁总重量，允许选用更小功率的电机实现横梁的运动，同时，降低横梁运动惯性。
复合材料碳纤维圆管作为复合材料设备横梁主要基础材料，主要原因是机器加工的碳纤维圆管具有更低的树脂含量，力学性能优异，成型过程非人工铺贴，质量更稳定，成本相对更低。
但是，由碳纤维圆管组成的横梁结构截面尺寸大，通常高度和宽度达到长度的1/4，而飞机装配工装的结构较多地考虑产品和操作人员操作空间，以碳纤维圆管构成的桁架结构做框架，通常难以满足较小的空间尺寸要求，并且单纯的碳纤维圆管桁架结构对可设计性限制较大，定位器与其连接结构复杂。
通用飞机复合材料结构低成本制造技术作者：陈静程文礼李贤德来源：《新材料产业》 2017年第12期一、概述通用飞机在近十几年的飞速发展过程中，一个显著的特征就是复合材料在通用航空上应用的快速增长，从小的次乘力结构到要求更高的控制面、尾翼部件、机身和机翼，再到部分制造商已经开始制造的全复合材料机体结构。
现在，越来越多的制造商正在寻找从铝到复合材料机身转换的竞争优势。
这主要归功于复合材料的以下优点：①更好的抗冲击性：碳纤维复合材料结构在与铝合金相同的强度下具有更高的刚度，这就提供了更大的安全性和更好的抗腐蚀和抗冲击性能；②减小单位价格：部件的整体化和共固化成型减少了制造商的生产和装配时间，同时减少了劳动力费用，消除了大量沉重而且会产生诱导应力的紧固件。
③减小维修：金属材料长期使用容易疲劳和腐蚀，相反，复合材料具有更好的抗疲劳和耐腐性，这就减少了机体的检测、维护和维修费用。
④改善气动外形：复合材料结构的成型不受金属材料生产的限制，可以实现理想的动力外形。
⑤提高功率-质量比：复合材料机身比传统的机身具有更轻的质量和更高的强度，可以提升操作效率和飞机性能。
目前，国际上主要的复合材料公务机有赛斯纳350及400飞机，西锐公司的轻型飞机SR20、S R22，钻石飞机公司的D A20Eclipse、DA40、DA42、D-JET，亚当公司的A700和A500飞机以及美国豪客比奇公司的“首相Ⅰ”。
复合材料结构件用材的比例已经成为飞机先进性的重要标志。
为进一步提高市场竞争力，低成本复合材料结构设计-制造技术已经成为世界通用飞机制造商必须要面对和解决的问题之一。
二、通用飞机复合材料典型结构应用1.Hawker 4000 夹层结构复合材料机身H a w k e r 4000公务机机身为复合材料蜂窝夹层结构，机身结构由3个筒体在机翼处连接。
筒体蜂窝夹层结构采用辛辛那提公司（Cincinnati）V I P E R?自动纤维铺放设备在铝合金芯模上进行丝束铺放。
复合材料在民用大飞机结构上的应用探讨【摘要】复合材料由于具有独特的功能，已越来越受到人们的重视。
在制造飞机这一行业中，选用复合材料作为机身结构的制造材料是大势所趋，并且已经有了良好的发展。
例如近三十年来，空中客车飞机的复合材料结构重量日益增加，从最初的A300飞机的不足5%，到A380飞机的25%，再到A350XWB的52%。
A320是率先采用全复合材料尾翼的飞机，A340-500/600是率先采用碳纤维增强型复合材料大梁和后压力隔框.【关键词】复合材料；民用大飞机结构；应用在上世纪60年代初期就已经研发出了碳纤维作为增强结构的复合材料，其推广非常迅速，到70年代初期就已经应用到很多领域，其中就包括了飞机结构制造上，碳纤维增强后的复合材料使得飞机的框架结构得到了质的飞跃，到目前为止，四大航空的结构制造材料为钢、铝、钛和复合材料。
1 复合材料概述所谓复合材料，就是将有着不同物理性质和化学性质的多种物质进行组合，从而得到了一种拥有组成该复合材料的单一材料的多项优点的多相固体类别材料。
其组成上有增强体和基体，其中承受载荷的相就是复合材料的增强体部分，连接增强体、且通过纤维来传递载荷的相是基体。
（1）按基体材料类型可分为树脂基、金属基和无机非金属基三类。
（2）按增强体种类和形状可分为纤维增强、颗粒增强和层叠增强三类。
（3）按其性能可分为结构复合材料和功能复合材料二类。
2 民用飞机复合材料选材原则2.1 安全性原则安全性是复合材料应该考虑的首要因素，其安全性能与本身的技术成熟度成正比，在复合材料应用广泛的美国，材料的技术成熟度包括10个等级，等级的高低表明了材料技术成熟度高低，比如A321飞机复合材料在上世纪90年代的应用比例达到20%，以及现在制造的A380飞机复合材料的应用比例达到了49%，同时有研究证明了复合材料比铝合金材料的抗腐蚀性能以及耐损伤度都要高出许多，这也就保证了复合材料的安全性能。
2.2 经济性原则由于制造飞机成本不仅是飞机购买价格，而且还要包括飞机的燃油效率、使用寿命和维修成本等因素，这样以来就能够解释空客A380受到国际众多航空公司的喜爱的原因。
全复合材料通用飞机结构形式和设计概述作者：梁旺胜张凌虎李翔来源：《科技视界》2014年第15期【摘要】目前，全复合材料飞机通常是通用飞机或小轻型飞机。
本文给出不同复合材料飞机设计采用的一些结构设计形式，对于目前全复合材料结构设计进行总结，结合目前正在进行的某国产全复合材料飞机型号的实际，分析总结目前全复合材料飞机结构的设计制造方法。
【关键词】复合材料；通用飞机；夹芯结构；低压固化；高压固化Introduction of All Composite General Aircraft in Structure Design and ProcessLIANG Wang-shengZＨＡＮＧ Ling-huＬＩ Xiang(Institute of China Aviation Industry of General Aircraft,Zhuhai Guangdong 519000,China）【Abstract】Nowadays，all composite planes are often general aircraft or small、light aircraft.In this paper ,we described the structural design formsabout different type of all composite aircraft and make a summary for them.In consideration of actual situation of native-produced composite aircraft type,the method on all composite aircraft structural design and process is summarized.【Key words】Composite material; General aircraft; Sandwich structure; HPC; LPC0引言通用航空是民航运输业的基础，在国民经济与社会发展中发挥着巨大的作用。
在欧美发达国家，通用航空器占到民用航空的90%以上。
不仅如此，通用航空还可为民航运输业和军事航空提供物质基础、人才基础和工程经验[1]。
在通用飞机制造领域，新型飞机设计随着复合材料及其加工技术的快速进步，越来越多地采用复合材料，统计表明，2012年通用飞机上复合材料的用量，在总材料用量中所占比例已经高达57%[2]，在以后这一数字还会逐步上升，发展全复合材料通用飞机已经是一个重要的发展趋势。
1全复合材料通用飞机的现状现代通用飞机安全性和舒适性的提高也带来了飞机结构重量的增加。
为了降低飞机的结构重量，需要提高复合材料结构的应用范围。
随着复合材料技术的不断成熟，从复合材料零件发展到复合材料部件，例如美国霍克比奇公司在20世纪90年代研制的两款喷气公务机“首相”Ⅰ、“霍克”4000显著的特征是采用了全复合材料机身[3]，而世界上第一架采用全复合材料机身的大型客机波音787尚未交付用户[4]，不仅仅机身，世界先进通用飞机制造商相继研制出已经量产的全复合材料飞机，它们主要有奥地利钻石飞机公司的DA系列，美国西锐公司的SR 系列，亚当公司的超轻型喷气机A700，利尔螺旋桨2100、星舟号飞机、爱芙迭克（Avtek）400、“航行者”号（Voyager）和“快速鸭翼”飞机（Speed Canard）等[5]，下面简要介绍几个典型型号如下：1.1DA40钻石飞机公司的特点是用湿法制造飞机，DA40主要采用玻璃纤维蒙皮夹层结构。
机身由沿纵向左右两半部分组成，将玻璃或碳布增强体放在精确定量的环氧树脂槽内浸渍。
经浸渍的织物置放在可脱模的层板上，然后送入模内进行铺层。
在受力高的区域铺上无纬的碳纤维预浸带条（如门窗的周边）以增加刚度及强度，芯子为闭孔泡沫，厚度大约12.5毫米，有助于降噪及隔声。
当铺层完成后，工件进行真空袋加压然后在38℃烘箱中固化。
工件脱模及切边后进行黏结，然后分组件送回烘箱在达到80℃后固化18小时。
１．２A700A700其载客数为 6~7人，飞机大部分是由碳纤维增强Nomax 蜂窝夹心复合材料制成，部分地方使用了玻璃纤维增强，用AGATE认证的预浸料进行拼接（预浸料来自东丽公司），复合材料层合板是碳纤维或玻璃纤维织物增强Nomax夹心材料，真空袋成型，从机头到机尾的舱壁、翼梁底座、窗户框和门框都是共固化成型的。
翼梁则由单向碳纤维增强复合材料制造而成，而翼梁抗剪腹板则是有多向的碳纤维织物增强复合材料制成[6]。
为了消除闪电击中的电弧作用，燃料箱是由玻璃纤维增强复合材料制成，碳纤维翼梁与蒙皮之间也用了一层玻璃纤维隔开。
１．３利尔螺旋桨（Lear Fan）2100利尔螺旋桨（Lear Fan）2100是第一架全复合材料机体结构的飞机，碳纤维/环氧和Kevlar/环氧复合材料的应用使结构重量减轻40%，为避免电位腐蚀，碳纤维/环氧的主要固定连接都使用钛合金。
机身结构的大块蒙皮壁板胶结在壳体上，风挡和舱门框架以及增压舱隔框，同时采用胶结和机械连接。
机翼蒙皮由织物制成，单向带加强槽型梁以传递弯曲载荷，整个机翼结构采用胶结，在高剪切载荷区，用紧固件增强蒙皮和翼梁之间的胶结连接；方向舵、升降舵、襟翼和副翼由Kevlar/环氧夹层蒙皮和Nomex蜂窝夹芯组成。
１．４爱芙迭克（Avtek）它的设计首要特征是使用串联双翼（鸭式）布局，并且所使用的制造方法与其他复合材料飞机截然不同。
壳体有Nomex蜂窝和Kevlar布组成的夹芯结构，干态室温环境下铺贴，在凹模上手动浸润树脂。
模具被加热到1210C简易固化，而不用昂贵的热压罐。
Nomex蜂窝和Kevlar布，而不是预浸料，不要求冷冻储藏或者在昂贵的加热金属模具或热压罐中固化，树脂应用了一种具有低玻璃花转变温度的新型树脂以减小吸湿率。
结构设计使用夹层结构从而避免采用框架和长桁布局。
根据局部应力水平不同，壁板厚度和材料有所不同。
１．５“航行者”号（Voyager）它是一种大展弦比、长航程的飞机，基本结构重量938lb，而起飞重量可达9760lb。
机翼翼梁采用热压罐固化，由碳纤维单向带凸缘和蜂窝夹层加筋腹板共固化而成；壳体壁板为蜂窝夹芯，碳纤维单向带/环氧和Nomex蜂窝在凹模铺贴后，采用真空袋在烤箱中固化，为了密封，内表面刷环氧树脂胶，油箱内部不留有通道，使得整个翼盒都能储藏燃油，因此所有的控制盒电导线都布置在前缘和后缘。
机身是典型的夹层壳体结构，蜂窝夹芯和编制芳纶纤维或碳纤维编织布面板在环氧树脂中浸润，前后防火墙由玻璃纤维/聚酰亚胺蜂窝夹层和浸润聚酰亚胺的陶瓷布制成，可以承受高温。
１．６“快速鸭翼”飞机它所有复合材料结构由PVC泡沫盒玻璃、Kevlar或少量的碳纤维组成，在模具内真空、600C条件下固化8小时，紧接着进行模具外800C下固化15小时。
它的载荷在所有区域几乎不严重，只需1根翼梁，单翼梁机翼夹层壳由玻璃纤维/环氧树脂和PVC泡沫组成，在凸缘上有碳纤维粗纱布。
某研制中的国产全复合材料飞机型号，在借鉴国内外飞机的研制经验，充分发挥我国航空工业的整体制造技术，在参与结构研制过程中，也大量吸收借鉴上述机型的结构设计的形式和方法。
２全复合材料小轻型飞机小轻型飞机的设计和制造原理相比较复杂的高性能飞机更加强调简易性和费用低。
简易性、经济性、气动因素和外观样式都表明，复合材料是唯一适用于小轻型飞机的机体材料。
早起的小轻型飞机复合材料机体结构制造采用源于普通“造船技术”的室温固化、湿法铺层体系[7]。
然而，由于质量保证的互换性和机体结构的长寿命要求，这种体系已不适用于如今高性能小轻型飞机。
基于高温树脂的复合材料已开始应用于整个小型飞机制造，例如翼梁、机身大梁等主承力结构上。
小轻型飞机的结构必须是完整可靠的，这需要在分析、实验、研究和发展等方面进一步的工作。
批量化的预浸料因生产质量和体积含量比较稳定，可应用于小轻型飞机，材料供应商对预浸料进行严格的检验，可保证材料具有证券的树脂含量，且树脂和纤维完全混合。
小轻型飞机所用的材料必须符合可追溯性、均匀性，质量保证和寿命标准，以保证结构整体性。
以Cirrus VK30为例，基本机体结构是真空袋成型乙烯基树脂/玻璃纤维夹层板，夹芯材料是聚亚胺酯和PVC泡沫。
机翼、安定面、机身和控制面以及其他选定的构件为保证结构完整性和尺寸精度，均采用凹模成形。
高载荷区用碳纤维单向带增强。
为了增加结构刚度、减重和节约成本，平尾和方向舵采用Kevlar织物，襟翼采用碳纤维。
3复合材料设计制造方法介绍飞机结构设计的基本原则是在强度满足前提下，尽量使重量轻，在过去传统的金属飞机广泛使用了纵向加强件、桁条、翼肋或隔框等结构，但如前所述的复合材料飞机，都共性的采用了在上下层合板间添加起稳定作用中间层的夹芯结构，层合板可用玻璃纤维、碳纤维或Kevlar 制成，其中在通用飞机中最常用的夹芯有Nomex蜂窝和PVC泡沫，玻璃纤维由于高性价比，广泛用于运动飞机和通用飞机的主结构，在性能要求高的位置上使用碳纤维。
复合材料不同于金属，它的性能很大程度与制造工艺相关，可以说设计和制造密不可分。
目前无论是层合板还是夹芯结构，同等复合材料的性能差异很大程度取决于固化工艺过程，方法基本上可分为低压固化和高压固化两种，到底采用哪种固化方法取决于其效率和成本的衡量。
下面对两种方法作简要描述，主要侧重于经济性的对比。
1）低压固化（LPC）技术LPC技术为新一代滑翔机和电动滑翔机在世界范围内成功做出了必不可少的贡献，卓越的性能使其有在通用和民用飞机上应用的趋势。
它的特点主要包括：应用于中等到高应力水平区域、低压固化复合材料、室温固化、费用低和容易修理等。
LPC结构通过层压法将纤维织物和湿环氧树脂一起在低大气压力和中等温度下固化得到。
大型机体结构体固化温度 800C，在模具外完成。
“海星”两栖飞机采用了相似的方法。
2）高压固化（HPC）技术该方法与LPC相比有其独有的特性。
HPC广泛应用于应力和温度要求较高的区域。
它的特点包括：应用于高应力和高温区、高压固化复合材料、费用昂贵和修理困难。
HPC是由纤维和机体材料组成的半固化预浸料板加工而成。
最终的化学复合通过在特制热压罐内施加高温高压得到。
很直观看出来，本质上是固化压力的不同，但清楚什么部件、什么时候需要多大压力，甚至比复合材料制造中的其它方面更重要。
因此，不应草率做出高压固化的决定，只有在弄清楚成本与技术指标的前提下，才能决定是否要进行HPC。
有的时候，高压固化所带来的结构效率提高几乎为零，特别对于薄板和曲率半径的板。
目前通用航空设计已经开始提高结构的应力水平，故正确地选择飞机的制造方法非常重要，这不仅是技术问题，也是经济问题。
