复合材料飞机结构设计(1)

复合材料飞机结构材料和设计许用值的确定方法【摘要】本文主要探讨了复合材料在飞机结构中的应用及其材料和设计许用值的确定方法。

首先介绍了复合材料在飞机结构中的应用，然后讨论了复合材料飞机结构材料的选取方法和设计许用值的确定方法，并分析了许用值的影响因素。

通过案例分析，探讨了复合材料飞机结构材料和设计许用值确定方法的重要性。

最后展望了未来研究方向，指出了需要进一步研究和改进的方向，为提高飞机结构安全性和性能提供参考。

本文旨在为复合材料飞机结构设计和工程实践提供理论指导和方法倡导，并对相关领域的研究发展具有一定的启发意义。

【关键词】复合材料、飞机结构、材料选取、设计许用值、影响因素、案例分析、重要性、未来研究方向1. 引言1.1 研究背景飞机结构的材料选择一直是航空工程领域的重要研究课题。

传统的金属材料在满足飞机结构要求的同时存在一定的局限性，而复合材料以其优异的性能在飞机结构中得到广泛应用。

复合材料由多种材料组合而成，具有轻质、高强度、耐腐蚀等特点，能够有效降低飞机的重量、提高结构强度和减少燃料消耗。

研究复合材料在飞机结构中的应用具有重要意义。

随着复合材料飞机结构的广泛应用，设计许用值的确定方法也成为研究的焦点之一。

设计许用值是指在给定的条件下，材料或结构元件的最大允许应力或变形值，是结构设计和工程应用中的关键参数。

确定合适的设计许用值对于保证飞机结构的安全性和可靠性具有重要意义。

本文旨在探讨复合材料飞机结构材料和设计许用值确定方法，为飞机结构设计提供理论依据和参考。

通过深入分析复合材料在飞机结构中的应用、材料选取方法、设计许用值的确定方法和影响因素，结合实际案例分析，可以为飞机结构设计提供重要参考，促进该领域的发展和进步。

1.2 研究目的复合材料在飞机结构中的应用越来越广泛，对于飞机的轻量化和性能提升起到了非常重要的作用。

复合材料的结构材料和设计许用值的确定方法尚未得到充分的研究和探讨。

本文旨在通过系统地总结复合材料飞机结构材料和设计许用值的确定方法，为工程师在实际飞机设计中提供参考和指导。

复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用摘要：飞机结构设计的基本原则是在满足强度要求的情况下使结构尽可能轻，这一要求必然导致需利用稳定的薄蒙皮承受拉伸载荷和压缩载荷，以及剪切、扭转、弯曲载荷的耦合作用。

传统的飞机结构设计中使用了纵向加强件和增稳桁条、翼肋和隔框等结构加强蒙皮，这样不可避免会带来结构增重问题。

提高结构比刚度的有效结构形式之一是夹层结构，复合材料夹层结构具有重量轻、强度刚度好，耐热、吸声隔音、抗冲击、耐疲劳等特点，已被广泛应用于航空航天中。

关键词：复合材料；蜂窝夹层；飞机；结构设计蜂窝夹层结构复合材料是50年代末发展起来的一种轻质、高强、各向异性的复合材料。

蜂窝夹层结构的密度小,可以明显的减轻结构重量;它的导热系数低,可以作为绝热和保温构件使用;它的比强度和比刚度高,可根据特殊的要求进行各向异性设计与制造。

因此长期以来备受航空、航天等领域的关注,尤其在航空工业中,蜂窝夹层结构复合材料己成功的大量应用于飞机的主、次承力结构件,如机翼、机身、尾翼和雷达罩等部位。

由于飞机飞行的环境条件比较苛刻,要求飞机用材料不仅有足够的强度、抗冲击性和刚度,而且还需良好的耐疲劳性、阻燃性、减重及抗腐蚀等许多特殊要求。

为了使飞机能正常进行飞行,在对所选用的材料性能进行全面的分析后,还需探索清楚构件性能与成型工艺之间的规律,这是材料应用的重要环节。

一、蜂窝夹芯结构的特点1、发挥复合效应的优越性。

夹层结构复合材料是由各组分材料经过复合工艺形成的,但它并不是由几种材料简单的复合,而是按复合效应形成新的性能,这种复合效应是夹层结构复合材料仅有的。

例如当夹芯板承受弯曲载荷时,上蒙皮被拉伸,下蒙皮被压缩,芯子传递剪切力。

从力学角度分析,它与工字梁很相似,面板相当于工字梁的翼缘,芯材相当于工字梁的腹板。

不同的是芯材与面板不是同一材料,芯材是分散的,而不是集中在狭腹板上。

由于轻质夹芯的高度比面板高出几倍,剖面的惯性距随之四次方增大,且面板有夹芯支持不易失稳。

复合材料在民用航空飞机中的应用作者：吴晓春来源：《科技资讯》2014年第17期摘要：随着现代材料科学技术的发展，复合材料作为高性能的结构材料和功能材料，在民用航空领域的应用越来越广泛。

本文对几种复合材料的性能进行了比较，介绍了复合材料在民航飞机上的功用，着重阐述了T300碳纤维/树脂基复合材料在民航飞机上的应用。

关键词：复合材料航空航天碳纤维飞机中图分类号：TB333 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）06（b）-0089-02在民用航空领域复合材料的应用对飞机减重、耐腐蚀和降低成本有着重要的作用。

复合材料结构特点和应用效果，对于飞机结构实现轻质化、小型化和高性能化起着至关重要的作用，在飞机抗震动动稳定性、气动弹性、超声速巡航、过失速飞行控制、耐热性能、抗冲击损伤能力、前翼飞机先进气动布局和抗雷击防护等方面有着实际应用。

1 复合材料简介复合材料是由两种或两种以上的原材料，通过各种工艺方法组合成的新材料。

复合材料既保持民原材料的某些特点，又具有民原材料所不具备的新特征，并可根据航空飞机部件需要进行专门设计。

复合材料与单一均质材料相比它具有较多的优越性，比如质量轻、抗震动、抗裂纹、耐热、抗冲击、防雷击等方面具有显著的优越性。

复合材料与金属材料相比在导电性和成形工艺等方面有着显著差异，复合材料飞机密封、静电防护和抗雷击方面的作用十分重要。

复合材料是由两种或两种以上材料独立物理相，通过复合工艺组合构成的新型材料。

复合材料既保留原组分材料的主要特点，并通过复合效应获得原组分材料所不具备的性能。

通过材料设计可以使各组分材料的性能互相补充、彼此联系，从而获得优越性能。

复合材料飞机结构技术是以实现高结构效率、减轻飞机重量、改善飞机气动弹性和结构的坚固性等综合性能为目标的高新技术，对于民用航空飞机来说复合材料的应用对减重、耐腐蚀和降低经济成本有着重要作用，如波音飞机777∕787和空中客车A330∕A340∕A380上复合材料的应用，标志着航空飞机复合材料结构设计发展已经成熟。

Science &Technology Vision 科技视界0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。

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复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究蒋建军1何利军2何建3赵琛41.陆军装备部驻北京地区航空军事代表室 北京 100012；2.海鹰航空通用装备有限公司 北京 100018；3.陆军装备部驻株洲地区航空军事代表室 湖南株洲 412000；4.陆军装备部驻哈尔滨地区航空军事代表室 黑龙江哈尔滨 150060摘要：根据机翼设计及材料工程力学性能要求，基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。

通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证，有限元仿真分析结果与工程静力学试验结果吻合良好，满足复合材料工程力学许用值要求及机翼最大变形不大于半翼展长8%的刚度设计需求，该机翼的力学承载性能得到了充分验证。

关键词：复合材料 大后掠机翼 整体成型 有限元分析 力学试验中图分类号：V279文献标识码：A 文章编号：1672-3791(2024)01-0098-04 Research of the Design and Verification of Highly Swept-BackWings Based on the Integral Molding of Composite MaterialsJIANG Jianjun1HE Lijun2HE Jian3ZHAO Chen41.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Beijing Area, Beijing, 100012 China;2. Seahawk General Aviation Equipment Co., Ltd., Beijing, 100018 China;3.Aviation Military RepresentativeOffice of Army Equipment Department in Zhuzhou Area, Zhuzhou, Hunan Province, 412000 China;4.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Harbin Area, Harbin,Heilongjiang Province, 150060 ChinaAbstract:According to the requirements of wing design and the engineering mechanical properties of materials, this paper designs and manufactures a kind of wing structure made of the integral molding of all-composite materials which meets the requirements of engineering application based on the shape of the given wing. This paper com‐prehensively verifies the structure of the wing by the methods of finite element simulation analysis and engineering statics tests. The results of finite element simulation analysis are well consistent with the results of engineering statics tests, which satisfies the requirement of the engineering mechanical allowable value of composite materials and the stiffness design requirement that the maximum deformation of the wing is not more than the 8% of the span length of the half wing. The mechanical bearing capacity of the wing has been fully verified.Key Words: Composite materials; Highly swept-back wing; Integral molding; Finite element method; Mechanical test复合材料相较于传统的金属材料具有比强度高、比刚度高、耐腐蚀、可设计性等诸多优点，在航空航天领域中得到了广泛的应用［1-3］。