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第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-4.

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复合材料结构设计 设计要求和原则

复合材料结构设计 设计要求和原则
分析模型;等效板或其它模型 气动弹性剪裁内容及其敏感度分析;根据不同的设计要求;在气动弹
性剪裁中;应包括位移、应力、应变、振动频率、颤振分析 优化设计方法;规划法、准则法
结构分析要求
耐久性与损伤容限分析
复合材料结构的耐久性分析主要是指在使用载荷谱以及化学/湿热环境 条件下的寿命估算 损伤容限分析主要是指对含损伤结构的损伤扩展寿命预测和剩余强度 估算&
3飞行高温环境 A 应通过可靠的分析计算或实测确定飞行中气动加热及其它热源 产生的结构最高温度;典型温度剖面和最不利的温度剖面
B 对于超声速飞机的复合材料结构;当飞行引起的结构最高温度 比气候引起的结构最高温度更严酷时;应在设计使用寿命期内 环境条件平衡吸湿量;飞行温度剖面;载荷严重叠加下; 满足强度规范规定的强度和刚度要求
耐久性设计要求
特殊要求
冲击损伤源
设计时必须考虑使用引起的损伤;研究它对修理、维护、和功能可 能产生的影响;并证实外表面目视不易检出的损伤不影其响耐久性
重复的低能量冲击
冰雹撞击;工具掉落;踩踏引起的损伤是目视不可检;若在某一区 域内的反复冲击可能会影响结构耐久性;根据可能遇到的损伤类型 划分结构区域;并在研制试验程序中评定这些区域耐久性对损求
复合材料结构一般采用许用应变设计;注意性能、失效模式、耐久性、 损伤容限、制造工艺、质量控制等方面的差异&保证结构在使用载荷 下有足够的强度和刚度;在设计载荷下安全浴度大于零
在确定复合材料结构设计许用值时;须考虑环境对材料性能的影响; 环境因素有温度、湿度、生产使用过程中的最大不可见使用损伤 复合材料结构的安全水平不能低于同类金属结构 防止与金属零件接触时的电偶腐蚀 整体油箱、设备舱等;须防静电、防雷击、电磁兼容设计与试验验证 尽量将复合材料结构设计成整体件

复合材料结构设计

复合材料结构设计
力的比值）
2、层合板极限强度
导致层合板中各铺层全部失效时的层合板正则化内力（层合板逐层失效）
层间应力
强度：复合材料层合板抵抗层间应力的能力与基体强度
为同一量级
产生原因：
1、横向载荷 2、自由边界效应
自由边、孔周边等处存在层间应力集中
后果：易导致分层破坏
飞机结构设计的基本要求
➢ 气动性能要求：保证飞机具有合理的气动外形和好的表面质量（否则飞 行性能和品质变差） ➢ 最小重量要求：保证在足够的强度、刚度、疲劳安全寿命、损伤容限等 条件下，结构重量最轻 结构重量系数：飞机结构重量/飞机正常起飞重量 的百分比
2、夹层结构
上下面板（薄层合板）
—— 承受面内载荷（轴向拉压和面 内剪切）
中间芯层 （蜂窝、泡沫、波纹板
和木材等） —— 承受垂直于面板的剪切和压缩 应力，支持面板防止失稳。
优点：
➢ 更符合最小重量原则 比重小、刚度大（芯层支持抗弯好）、强度高（承受多轴向压力载荷）、 抗失稳、耐久性/损伤容限能力强（裂纹扩展和断裂韧性、抗声疲劳） ➢ 无铆缝（故机翼表面外形质量和气动性能较好） ➢ 简化结构（减少零件数目和减少装配工作量）
层合板/层压板的表示法：
图示法（直观）和公式法（简便）
（a）正轴坐标系和应力
（b）偏轴坐标系和应力
单向层合板的基本强度
铺层的基本强度，复合材料在面内正轴向的单轴正应力或纯剪力作用下
的极限应力（5项：单向板纵向和横向拉、压强度；面内剪切强度）。
层合板的强度
1、最先一层失效强度
各单一铺层应力分析→计算各铺层强度比→比较（强度比最小的铺层最 先失效，其对应的正则化内力）（强度比：材料强度极限同结构所受对应应

航空航天结构材料：4.复合材料力学性能特点与结构设计理念

航空航天结构材料：4.复合材料力学性能特点与结构设计理念

3.1 结构设计一般原则
(2) 按使用载荷设计时，采用使用载荷所 对于的许用值称为使用许用值；按设 计载荷校核时，采用设计载荷所对应 的许用值，称为设计许用值。 许用值是计算中允许采用的性 能值，由一定的试验数据确定。
3.1 结构设计一般原则
数据统计方法
制造期间的操作差异 原材料批间差异 检验差异 材料固有差异
界面区能量流散的因素
界面能量流散与基体类型（脆性、韧性）、界面 粘结状态、固化反应化学键分布等很有关系
19
2. 复材界面与纤维/树脂匹配
裂纹的扩展与能量流散过程
能量
树脂 纤维
界面粘结很强：裂纹未在界面区扩展，较多能量集中于裂纹尖端，冲断纤维 复合材料呈现脆性破坏特征
纤维
能量
树脂
界面粘结很弱或裂纹尖端能量很大：在界面产生大面积脱粘破坏，同时于裂 纹尖端能量依然集中，引起纤维断裂
环境 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温
1. 复合材料力学性能特点
层压板力学性能
编号 1 2 3 4 5 6
性能项目 开孔拉伸强度 填孔拉伸强度 开孔压缩强度 填孔压缩强度 冲击后压缩强度
挤压强度
环境
室温干态 室温湿态 高温干态 高温湿态
1. 复合材料力学性能特点
数据归一化
纵L 向 (x)
强度、模量 强度、模量
横T 向 (y)
强度、模量
剪切
纵横剪切强度、纵横剪切模量
1. 复合材料力学性能特点
单向板力学性能工程常数
编号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
性能项目 0°拉伸强度 0°拉伸模量
泊松比 90°拉伸强度 90°拉伸模量 0°压缩强度 0°压缩模量 90°压缩强度 90°压缩模量 面内剪切强度 面内剪切模量

耐久性损伤容限复习

耐久性损伤容限复习
30.EIFS：是结构细节在使用前所包含的假想的初始缺陷尺寸，它表征结构细节所包含的真实初始缺陷尺寸的当量影响。EIFS是一个随机变量，在指定载荷谱、应力水平和参考裂纹尺寸情况下，EIFS是裂纹形成时间TTCI的函数。
破损安全结构一般分为三种类型：缓慢裂纹扩展结构，多传力途径-破损安全结构，破损安全止裂结构。
13.缓慢裂纹扩展结构：
是根据结构中的缺陷或瑕疵不允许达到不稳定快速扩展所要求的裂纹临界尺寸设计概念所设计的结构。
14.多传力途径—破损安全结构：
是由多个元件或分段组成多条传力途径的结构，结构分段可控制局部损伤，而防止结构完全破坏。
应力强度因子是构件几何、裂纹尺寸与外载的函数，它表征了裂纹尖端受载和变形的强度。是裂纹扩展趋势或裂纹扩展推动力的度量。
1.应力强度因子可分为三类：张开型/Ⅰ型；滑开型/Ⅱ型；撕开型/Ⅲ型。
2.相应无限大板含中心裂纹应力强度因子表达式如下：
3.断裂准则：
4.断裂韧度是材料抵抗裂纹扩展的抗力。 ， 等称为材料的断裂韧度。
4、采用断裂韧度高、抗裂纹扩展性能好的材料。
5、改善结构损伤检测手段，提高检测灵敏度。
6、对于较大的零件应考虑止裂措施，以防止裂纹快速扩展。
7、合理地控制结构设计应力水平，应综合强度、刚度、损伤容限、耐久性和可靠性几方面的要求。
17.确定损伤容限设计的结构类型：
（1）不可检结构。应设计成缓慢裂纹扩展结构。
特点：采用损伤容限设计原则设计的结构称损伤容限结构。该结构的某一部分已经产生裂纹之后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间（直到下依次检修为止），在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或者即便某一部分发生断裂但结构仍能继续承受规定的载荷。也就是说，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。

损伤容限设计方法和设计数据

损伤容限设计方法和设计数据

关键词 :疲劳裂纹扩展速率 ;剩余寿命 ;疲劳裂纹扩展门槛值 中图分类号 : TH123 文献标识码 :A
1 引言
da dN
=
C (Δ K) m
(1)
式中 :Δ K ———应力强度因子范围 。
表 1 某些国产材料的疲劳裂纹扩展速率参数
常规疲劳设计方法和局部应力应变法都是以材 料的完整性为前提的 。但是 ,实际零构件在加工制造 过程中 ,由于种种原因 ,往往存在这样那样的缺陷或 裂纹 。为了考虑初始缺陷或裂纹对疲劳寿命的影响 , 便在断裂力学和破损 - 安全设计原理的基础上 , 提 出了一种新的疲劳设计方法 ———损伤容限设计 。
10Cr2Mo1
调质
0. 1 100
10 Ti
热轧
0. 15 40
12Cr2Ni4
调质
0. 25 67
13MnNiMoNb
调质
0. 1 6. 0
15MnV
正火
0. 1 140
16Mn
热轧
0. 1 150
16MnCr5 淬火后低温回火 0. 16 170
16MnL
热轧
0. 20 95
16MnL
热轧
0. 20 95
应力的影响 , Forman 提出了以下的修正式 :
da dN
=
C (Δ K) m (1 - R) Kc - Δ K
(5)
因为缺乏其 C 、m 值数据 ,在工程中应用较少 。
3 剩余寿命估算
3. 1 等幅载荷下的剩余寿命估算
将 Paris 公式积分 ,可得疲劳裂纹扩展寿命的估
算公式如下 :
∫ ∫ ∫ N p =
2 疲劳裂纹扩展速率
疲劳裂纹扩展速率 d a/ d N 是剩余寿命估算的 基础 。它又可分为长裂纹的疲劳裂纹扩展速率与短 裂纹的疲劳裂纹扩展速率 。短裂纹的疲劳裂纹扩展 速率尚在研究阶段 , 这里仅介绍长裂纹的疲劳裂纹 扩展速率 。

耐久性和损伤容限笔记详解

耐久性和损伤容限笔记详解

结构耐久性和损伤容限设计第一课概述:飞机设计思想的发展●静强度/刚度设计：结构可承受最大设计载荷，变形满足设计要求。

●安全寿命设计：在设计时认为结构中是无缺陷的，在整个飞机使用寿命期间，结构不会发生可见的裂纹。

●损伤容限设计：在规定未经维修的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵、裂纹或其他损伤导致损坏的能力。

损伤容限设计结构：按照损伤容限的概念来设计使用的结构。

损伤容限结构的特点：该结构的某一部分产生裂纹后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间，直到下一次检修为止，在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或即使某一部分发生断裂，结构仍能承受规定的载荷。

耐久性：是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂（包括应力腐蚀等引起的开裂）、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外表损伤作用的能力。

耐久性设计：使飞机结构承受设计使用载荷/环境谱时，其经济寿命大于设计寿命的耐久性分析计算。

耐久性设计的目的：确保飞机结构在整个使用寿命期间，结构的强度、刚度、维形、保压和运动等功能的可靠和最经济性维修，使飞机经常处于良好的备用状态。

耐久性方法：设计使用寿命≤经济寿命＝1/2（全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）经济寿命：由于疲劳、意外损伤/环境侵蚀引起结构损伤的情况，使得战备状态目标不能通过可接受的经济维修方式保持的时候，所对应的使用时间为经济寿命。

第二课断裂力学第一章 线弹性断裂力学1.1引言◆ 线弹性断裂力学：用弹性力学的线性理论研究含裂纹体在载荷作用下的力学行为和失效准则的工程学科。

◆ 裂纹种类：张开型、滑移型、撕开型。

如图1所示。

（I ）张开型 （II ）滑移型 （III ）撕开型图1裂纹的基本类型1. 张开型或I 型外载荷为垂直于裂纹平面的正应力，裂纹面相对位移垂直于裂纹平面。

2. 滑开型或II 型外载荷为面内垂直裂纹前缘的剪力。

裂纹在其自身平面内作垂直于裂纹前缘的滑动。

3. 撕开型或III 型外载荷为离面剪力。

裂纹面在其自身平面内作平行于裂纹前缘的错动。

复合材料结构设计教学大纲

《复合材料结构设计》教学大纲课程编号：B03080600课程名称：复合材料结构设计英文名称：Architectural Design of Composites课程性质：限选课学时/学分：32/2考核方式：考核内容分为两个部分，即平时成绩（占总成绩的30%）和考试成绩（占总成绩的70%）选用教材：《复合材料结构设计》，王耀先编，化学工业出版社出版，2001年先修课程：复合材料导论、复合材料学、复合材料聚合物基体后继课程：高性能纤维制备及应用、复合材料与工程前沿、纳米复合材料、功能复合材料适用专业及层次：复合材料与工程本科一、课程目标通过本课程的学习，使学生具备下列能力：1.能够准确理解复合材料力学研究、复合材料结构力学研究以及复合结构设计中有关力学的一般规律和基本概念；2.能够运用复合材料结构设计中的基本原理、基本方法，进行复合材料结构设计和新产品开发的基本技能；3.能够把握国内外复合材料结构设计的新技术及工业生产情况；4.能够掌握一种常用的计算机辅助设计软件，进行计算机辅助设计。

三、教学基本内容第一章绪论（支撑课程目标1、4）1.1复合材料的发展与现状1.2复合材料的分类1.3 复合材料力学性能特点1.4复合材料结构设计的特点要求学生：了解复合材料的发展与现状、掌握复合材料的基本概念及分类；掌握复合材料力学性能特点；掌握复合材料结构设计的特点。

第二章单层的刚度与强度（支撑课程目标1、2）2.1 基本概念2.2 单层的刚度2.3 单层的偏轴刚度2.4单层的强度2.5单层的三维应力一应变关系要求学生：掌握正轴、正交各项异性等基本概念；掌握单层刚度的表示方法及应力-应变关系、应变-应力关系推导；单层偏轴刚度与正轴刚度推导；单层强度的表示方法及基本强度准则。

第三章层合板的刚度与强度（支撑课程目标1、2）3.1 层合板简化表示方法3.2 对称层合板的面内刚度3.3 对称层合板的弯曲刚度3.4 一般层合板的刚度3.5 层合板的强度要求学生：掌握层合板简化表示方法；掌握对称层合板面内刚度，层合板强度表示方法及失效准则第四章复合材料结构分析（支撑课程目标1、2）4.l复合材料结构分析的基本问题4.2复合材料梁4.3夹层结构分析4.4复合材料板的弯曲分析要求学生：掌握复合材料结构分析的基本问题，三大方程；复合材料梁、板弯曲分析第五章复合材料连接（支撑课程目标1、2、3）5.1复合材料连接方式5.2胶接连接5.3机械连接要求学生：掌握复合材料胶接连接、机械连接特点、连接方式。

航空航天结构材料-聚合物基复合材料的使用、设计与分析概论：4.3-4.4损伤耐久性与再循环

所有使强度降低到低于极限载荷的损伤，一旦发现必须立即修理
受到飞行中机组能明显可检的离散源损伤的结构，必须能承受持续 安全飞行所要求的载荷
任何修理过的损伤都必须能够承受极限载荷
飞机损伤容限
概念
VID
Visible Impact Damage
BVID
Barely Visible Impact Damage
检测目标
确定具体结构细节的关键损伤形式和设计准则； 确定零件生产的工艺和质量控制； 确定可靠的外场维护方法。
应通过这些研究得到表征目视可见损伤的方法来用 于例行常规检查，并以更精确可靠的NDE方法以定量给出 剩余强度。
损伤检测与损伤阻抗
飞机定期检测程序
巡回检测
——远距离目视检测，以发现孔洞和大面积凹痕或纤维 断裂，即易检损伤
一般目视检测
——对较大范围的内部和/或外部区域进行仔细的目视 检查，以发现冲击损伤的迹象（如凹坑、纤维断裂）或 其他结构异常，需要有适当的光照和易于接近的工具 （如梯子和工作平台），也可能需要辅助检测工具（如 镜子）和表面清洁
损伤容限的主要目标——安全性
损伤容限原理是从“安全寿命”和“破损安全”方法 发展而来。
飞机损伤容限
涉及到的军用和民用航空要求
带有在制造中和使用中检测时未检出的可能损伤或缺陷的结构， 必须承受极限载荷，并不得削弱飞机在其寿命期（放大适当的系 数）内的使用
带有在维护检测时可检出损伤的结构，必须承受1倍寿命出现1次 的载荷，并要求在施加了1倍检查间隔中出现的重复载荷后再施加 该载荷
损伤类型、特征和来源
使用损伤来源
冰雹 跑道碎石 地面车辆、设备和结构 雷击 工具掉落 鸟撞 涡轮发动机叶片脱落 火焰
磨蚀 弹伤（军机） 雨水腐蚀 紫外线曝露 湿热循环 氧化退化 重复载荷 化学曝露

2-复合材料结构设计-设计要求和原则(课堂PPT)

弹性常数可选取对应温度区间内的典型值
4
耐久性设计要求
一般要求
飞机结构的经济寿命必须大于设计使用寿命 飞机结构的经济寿命必须进行试验验证 在设计使用寿命期内，飞机结构不允许出现开裂、分层、脱胶、变形
为了保证结构安全而需进行修理、更换和检查 干扰飞机的机械操作 影响飞机的气动特性 产生功能性障碍 在稳态飞行或地面运输条件下引起裂纹/分层的持续扩展
10
结构分析要求
一般要求
复合材料的结构分析是主要的设计内容之一，包括静动分析，气动 弹性剪裁及耐久性与损伤容限分析 结构分析过程中使用的方法，手段，工具都应经过验证并有足够的 设计和使用经验。
静强度与刚度分析
金属结构静强度与刚度分析的要求原则上适用于复合材料结构 1）复合材料的层压板的应力应变关系在破坏前呈线性，无屈服极限 2）结构所用层压板的弹性常数一般采用经典层压板理论，层压板破 坏分析应采用经验证的失效准则，并辅以适当的刚度削减法则 3）判断复合材料结构失效的设计许用值，一般不直接采用无损试样 得到的极限破坏强度
2
结构设计要求 静强度设计要求
一般要求
在进行部件结构静强度分析与试验验证时，应保证在使用载荷下 结构不产生有害的变形和损伤，在设计载荷下结构不出现总体破坏
应通过设计载荷下的部件试验程序来验证复合材料结构的静强度、 符合设计准则的程度和可能的强度储备。
对安全裕度大的复合材料结构，可通过试样、元件和组合件试验结 果支持的分析来验证
14
动力分析
原则上与金属结构的动力学分析要求一致，是动力学设计 的基础，主要包括动特性分析，动载荷与动响应分析，结 构敏感度分析与动力学优化分析，鸟撞损伤和射弹损伤分 析，声响应和声疲劳分析。
11

耐久性损伤容限设计简介


年代这 ,0 年中继疲劳定寿发展起来的一种设计 思想。它是用疲劳设计定寿，用损伤容限设计保 证安全。二者 都 是 用 损 伤 容 限 设 计 概 念 保 证 安 全，不同的是，前者是建立在断裂设计概念的耐 久性定寿，后者是建立在疲劳设计概念的疲劳定 寿。可以说前者耐久性定寿是后者疲劳定寿的发 展和完善，后者疲劳定寿是前者耐久性定寿的基 础和原始阶段。两者不同之处见表 , 。
人员进一步认识到疲劳设计还远不能保证安全， 从而又增加了以断裂力学为基础的损伤容限设计 概念。!45* 年，美国空军提出用耐久性 （ 经济寿 命） 设计概念来取代原来的疲劳 （ 安全寿命） 设计 概念，并在这一基础上提出了包括以静强度、刚 度、耐久性和损伤容限为主要内容的飞机结构完 整性大纲。在此期间，美国空、海军相继颁布了 一系列军用飞机强度规范，详见表 $ 。 我国相应颁布的军用飞机强度规范详见计的基本思想
:< :; 耐久性损伤容限设计的基本思想 （ # ） 耐久性设计基本准则 ! :I ’ ! * 式中，! :I 为使用寿命； ! * 为耐久性寿命。 （ J ） 耐久性设计基本概念 认为飞机结构在使用前 （ 在制造、加工、装 配、运输时） 就存在着许多微小的初始缺陷，结 构在载荷 ! 环境谱的作用下，逐渐形成一定长度 和一定数量的裂纹和损伤，继续扩展下去将造成 结构功能损 伤 或 维 修 费 用 剧 增，影 响 飞 机 的 使 用，此时必须进行修理 （ 经济修理） ，这种修理可 以进行若干次，直到满足使用寿命。用公式表示 为： ! :I ’ % % * #
规范内容 总则 飞行载荷 其他载荷 地面载荷 水上 飞 机 的 承 载 和操作载荷 可靠 性 要 求 和 疲 劳载荷 气动 弹 性 不 稳 定 性 振动 地面试验 飞行试验 核武器效应 文件和报告 声疲劳 飞机要求
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课
题
第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（四）
目的与要求复合材料制件的敏感环境因素
克服复合材料敏感因素在设计上采取的方法主要补工艺方法
材料制作过程
重点复合材料制件的敏感环境因素
克服复合材料敏感因素在设计上采取的方法
难
点
克服复合材料敏感因素在设计上采取的方法
教
具
复习提问克服复合材料敏感因素在设计上采取的方法主要补工艺方法
新知
识点
考查
克服复合材料敏感因素在设计上采取的方法
布置
作业
课堂布置
课后
回忆
克服复合材料敏感因素在设计上采取的方法？备注
教员
1.湿热、腐蚀环境的设计考虑
1.1.特殊环境
1.1.1环境耐久性设计的目的
●提高复合材料抵抗环境的能力，包括抗腐蚀性、抗磨损型、抗疲劳性/环
境影响损伤等；
●降低复合材料制件的维修费用，包括简化维修程序、减少维修人员、缩短
维修周期等。

1.1.2飞机运行的环境
●载荷外环境
✧机动载荷
✧突风载荷
●对完整性有影响的总体环境
✧温度
✧湿度
✧雷击
✧砂石
✧冰雹
✧雨雪
✧阳光
✧大气
●局部环境
✧燃油
✧润滑油
✧清洁剂
1.1.3复合材料所遭受的环境因素
●环境的强度
●出现的频率
●持续的时间
●发生的次序
1.1.4针对复合材料提出的要求
●机构设计的要求
✧选材
✧选型
✧详细设计中的周围零件的要求
✧实验验证阶段的折中数据
●零部件的赋役区域
✧赋役区域
✧飞行范围
✧使用任务
✧结构状态
1.2.复合材料结构设计中必须考虑的环境
1.2.1湿热环境
●主要因素
✧温度
✧复合材料的吸湿量
●环境分类
✧干冷气温低，年均气温低于10℃，降雨量少，年均相对湿度大于
80%的小时数不大于500h，工业污染较少，空气中腐蚀介质含量低，没有
中型以上的化学工业区。

典型区域有，西藏、青海、宁夏、新疆、吉林以及黑龙江的大部分区域等。

✧基本（湿和环境区）气温适中，年均气温低于15℃，降雨量适中，
比较干燥，年均相对湿度大于80%的小时数不大于3000h，工业污染较严
重，空气中腐蚀介质含量比较高，有大、中型化学工业区。

典型区域有西安、郑州、北京、沈阳。

✧内陆湿热气温较高，年均气温低于15～20℃之间，降雨量较大，
露日数和雾日数较多，空气潮湿，年均相对湿度大于80%的小时数不大于
4000h，工业污染较严重，空气中害介质含量高，该环境区气候基本上属
于亚热带湿润型气候，有大型以上的化学工业区。

典型区域有重庆、武汉、长沙、广州、南京。

✧湿和沿海气温适中，年均气温低于15℃，降雨量大，空气潮湿，
风大，空气中盐含量大，盐雾沉淀量大，工业污染较严重，空气中腐蚀介
质含量比较高，有大、中型化学工业区。

典型区域有青岛、厦门、沿海区域
✧湿热沿海气温高，年均气温大于20℃，其他情况与温和沿海环境
区相似。

典型区域有海南沿海区域。

1.2.2冲击环境
1.2.3老化环境
●湿热环境
●腐蚀性液体
✧燃油
✧液压油
✧防冻液
●紫外线辐射
●风化
●砂蚀
●雨蚀
1.3.湿热环境效应计设计考虑
1.3.1.湿热环境对复合材料力学性能的影响
1.3.
2.湿热环境对复合材料物理性能的影响
1.3.3.湿热环境对复合材料破坏模式的影响
1.3.4.湿热老化效应
1.3.5.湿热环境设计考虑
●设计选材阶段，主要考虑最高工作温度Tmax和长时高温下材料的饱和吸
湿。

✧军用产品
✧商用产品
●设计分析阶段，综合考虑温度湿度/载荷应力。

●验证时阶段，试件预吸湿，有时进行温度谱与载荷谱的叠加实验。

●湿热和某些化学介质的防护设计。

湿热对复合材料的基体和胶层的性能影
响较大，会大大降低结构的耐久性，为此可以采取以下措施。

✧在被胶接结构件的接缝处全密封保护。

✧整体油箱或容器边界用密封胶密封，内表面涂防渗透材料，以防受到
冲击后渗透。

✧结构设计上要求具备有效的排水系统和防水口，以便定期排出积水，
消除隐患。

1.4.腐蚀环境及其防护设计
1.4.1腐蚀环境
1.4.2环境介质的腐蚀控制
●提高材料自身的耐蚀性，主要是提高基体的紧密型，使介质的扩散、渗透
系数下降；
●在复合材料表面使用防护层，应用恰当的防护层可以达到不同的目的。

1.4.3复合材料与金属材料的电偶腐蚀及防护设计
2.雷电防护设计
2.1.雷电环境
2.1.1雷电特性和雷电效应
●雷电特性
✧云对地雷电
✧云内雷电
✧云对云雷电
●雷电附着
✧初始附着区域
✧扫掠冲击冲击区域
✧其他区域
●雷电效应
✧雷电的直接效应
✧雷电的间接效应
2.1.2雷电环境
2.1.3雷电附着区域划分
●雷电附着概率
●雷电附着区域划分
2.2.雷电防护设计
2.2.1雷电防护设计概念
●隔离设计概念草取有效措施，把复合材料与雷电电流隔离开，既防止雷
电电流附着在复合材料构件上，又阻止雷电电流在复合材料内部传输。

●传导设计概念采取有效的措施，使复合材料结构有传导雷电电流的通
路，保持结构电道路连续，低阻抗的方法。

2.2.2雷电防护措施
●表面火焰喷涂铝
●附着（铺贴）铝或铜网
●装配分流条
●突覆防雷击导电涂层
2.2.3机翼油箱防雷击设计
●在总体设计时，应该将体征油箱布置在遭受雷击概率低的区域。

●要采用合适的防雷击措施，及时传导并释放整体油箱表面的雷击电荷。

●因该进行模拟雷击实验，也可以借助已经完成并取得合格要求的防雷电实
验结构。

2.2.4雷电防护设计原则
●直接雷击不应对结构和设备，引起需要立刻修理的击穿损伤或任何其他部
位。

●直接雷击不应引起影响飞行安全或要求卸下零部件进行维修，特别是大型
部件要求进行现场修理，不得进行反厂修理。

2.3.静电及其防护
2.3.1发生的原因
●设备或系统运行时，使用的油类与金属件发生振动、摩擦、撞击、溅波等
现象时，累计静电。

●存储大量燃油时，由于燃油自身的搅动、摩擦、振动，也会引起静电，存
储在油内。

●油内或金属件内存储的大量静电，可以传导到其他部件上。

2.3.2防护措施设计
●连接放电机构
●设置放电通道
●安装放电设施
3.课后作业
3.1.复合材料中出现的湿热环境因素有哪些？如何设计防护措施？
3.2.复合材料腐蚀环境有哪些因素决定？如何设计其防护措施？
3.3.复合材料制件雷电防护设计有哪些？。