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飞机复合材料结构设计通用要求
随着复合材料技术的发展，越来越多的飞机结构采用了复合材料材料。
为确保飞机结构的安全性和可靠性，下面列出了飞机复合材料结构设计的通用要求：
1.材料选择：选择适合不同部位的复合材料，综合考虑强度、刚度、耐久性、温度、湿度等因素，确保材料的性能与设计要求相匹配。
2.结构设计：结构设计要考虑复合材料的特性，充分利用其高强度、高刚度的特点，减小结构重量，提高飞机的性能。
3.制造工艺：制造工艺决定了复合材料结构的性能和质量，要选择合适的工艺，包括预浸料、热压成型、自动化制造等。
4.接头设计：复合材料的接头设计要特别注意，要保证接头的强度和刚度，采用合适的接头结构和联接方式。
5.结构损伤与修补：复合材料结构的损伤和修补与金属结构不同，要进行专门的修补设计和修补工艺。
6.试验验证：在设计完成前，一定要进行试验验证，验证复合材料结构的性能和可靠性，确保结构符合设计要求。
以上是飞机复合材料结构设计的通用要求，设计者在设计过程中要充分考虑这些因素，确保结构的安全性、可靠性和性能。
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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。
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。
料的工程过程，可以使设计人员同时在零件几何、材料、结构要求以及工艺过程约束之间进行权衡。
设计人员使用FiberSIM 软件能快速可视化铺层形状和纤维方向，在设计阶段即发现制造问题，并采取相应的纠正措施；从初步设计、详细设计直到制造车间，最终得到复合材料零件。
研究内容1 铺层分片、对接区偏移量的研究预浸料有一定的幅宽限制，大型复杂复合材料构件通过仿真分析，如果铺层超出了材料的幅宽限制则需要在适当的位置将铺层进行分割，分开的铺层片之间需要进行对接或搭接，偏移量的大小要根据设计要求，通过软件进行设计[3]。
2 复杂曲面下的铺层分析及铺层展开设计研究低成本通用飞机复合材料设计制造一体化技术中航工业通用飞机设计研究院 马瑛剑本文结合演示验证件通过对通用飞机复合材料结构件的数字化设计制造，应用复合材料设计软件FiberSIM 与自动下料系统和激光铺层定位系统等的集成，打通了复合材料构件设计、工艺、制造的数字化生产线。
Composites Design and Manufacturing Integration Technology on Low-CostGeneral Aircraft低成本复合材料设计制造一体化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。
采用数字化设计制造技术可以提高产品的研制生产效率，保障产品质量，降低产品成本[1]。
该技术克服了原有复合材料制造过程中主要依赖于模线-样板而导致的铺层和层间马瑛剑硕士，现就职于中航工业通用飞机设计研究院通用飞机所结构强度室，复合材料结构主管设计师，主要负责通用飞机复合材料结构设计工作。
的定位不准、材料裕度过大导致的浪费。
高性能连续纤维复合材料为生产轻质高性能的产品提供了巨大的机会，但是高的材料成本、设计和产品制造的复杂性在很大程度上抵消了复合材料的使用效益。
为了降低成本，提高复合材料生产效率，缩短复合材料产品的开发时间，减少材料浪费，降低工具损耗及生产时间，美国VISTAGY 公司在CATIA [2]软件平台上开发了用于复合材料制造和分析的软件FiberSIM。
客机复合材料APU舱门结构设计及分析摘要：按照结构布局、适航要求及APu门载荷水平，对复合材料APu舱门结构进行设计研究。
为满足防火要求和闪电防护要求，选择先进碳纤维复合材料和泡沫芯材，设计了一种复合材料夹层结构。
利用有限元模型对夹层结构在气动载荷和风载作用下进行应力和位移分析，得到应变云图和变形云图，分析说明该夹层结构设计满足设计要求。
关键词：APU舱门；结构设计；复合材料；夹层结构随着航空科掣技术曲不断进步．新材科飞速发展．其中尤以先进复合材料的发展最为突出。
先进复合材辩主要包括较高强度和横量的玻璃纤堆、碳纤维、芳纶纤维等增强的复台材抖，耐高温的纤雏增强陶瓷基复台材科、隐身复合材料、梯度功能复台材料等。
一、国内外复合材料发展现状与趋势过去一个世纪，航空用复合材料经历了很大的发展变化。
2O世纪60年代以硼、环氧为代表，先进复合材料问世，源于军机结构减重需求。
此后，碳纤维成为主要增强纤维，民机着重研究了与安全性、可靠性、经济性相关的复合材料性能和设计、工艺技术。
日本东丽公司00碳纤维（基准型碳纤维）达到波音公司碳纤维材料规范BMS9—8要求。
T300／环氧（采用未改进胺类固化剂）复合材料符合波音公司复合材料预浸料标准BMS8—256要求（含复合材料性能指标要求），为民机结构用第1代复合材料，用于操纵面和尾翼结构。
波音公司提出了新的复合材料预浸料标准BMS8—276，概述了主承力结构复合材料性能目标。
波音公司提出改进碳纤维性能，要求碳纤维拉伸弹性模量提高30％、拉伸强度提高50％，同时，开发高抗分层能力的韧性树脂基体，欲将复合材料结构设计许用应变由第1代复合材料的0．13～0．14％提高到0．16～0．18％，以使新一代复合材料适合民机主承力结构应用。
NASA发布RP1142碳纤维／热固型韧性树脂复合材料标准规范。
中模量、高强度型碳纤维T800达到波音公司碳纤维材料标准BMS9217要求，并与同期研发的180~C固化韧性环氧树脂构成的复合材料（如T800H／3900—2）达到波音公司材料标准BMS8—276要求。
飞机机翼结构的复合材料优化设计随着科技的不断进步，飞机的设计和制造也在不断演进。
其中，飞机机翼结构作为飞行过程中最重要的部分之一，其设计及制造工艺也在持续改进。
复合材料是一种非常适合用于飞机机翼结构的材料，它具有轻质、高强度和良好的耐久性等优点。
在本文中，将探讨飞机机翼结构的复合材料优化设计。
首先要了解的是，飞机机翼结构的优化设计需要考虑多个方面。
其中最主要的因素是飞行载荷、航行速度和机翼形状。
飞行载荷通常由飞机的重量和飞行动力引起，而航行速度和机翼形状则直接影响到机翼受力和飞行性能。
复合材料的选择非常关键。
传统的金属结构有一定的局限性，如重量较重、容易疲劳等。
而复合材料则克服了这些问题，它由多种材料的有机组合形成，如碳纤维、玻璃纤维和纺织物等。
这些材料具有高强度、低密度的特点，能够满足飞机机翼结构对轻量化和高强度的要求。
同时，复合材料的耐久性和抗腐蚀性也较金属材料优越。
在进行复合材料的优化设计时，首先需要确定机翼的结构类型。
常见的机翼结构有蜂窝结构、热固性胶合结构和复合材料龙骨结构等。
每种结构类型都有其独特的优点和应用范围。
例如，蜂窝结构具有较高的拉伸强度和压缩强度，适用于大型飞机的机翼设计；而热固性胶合结构则具有更好的抗腐蚀性能，适用于海洋环境中的飞机。
一旦确定了机翼的结构类型，接下来就是进行材料层压的优化设计。
层压是指将不同材料的薄片按一定的叠放方式进行复合而成。
在层压设计中，需要考虑材料的类型、厚度和叠放顺序等因素。
不同的层压方式会直接影响到机翼的强度、稳定性和振动特性。
在层压设计中，常用的方法是使用有限元分析软件进行模拟计算。
有限元分析是一种基于数值方法的力学分析技术，可以模拟真实环境下的机翼受力和变形情况。
通过有限元分析，可以对机翼的层压结构进行优化，以满足飞行载荷和航行速度的要求。
同时，还可以通过对不同材料进行试验测试，更准确地确定材料的力学性能和疲劳寿命，以确保机翼的安全性和可靠性。
飞机复合材料结构设计通用要求飞机复合材料结构设计的通用要求包括：
一、功能设计要求：针对安全性能需求，结构组件应具备优良的抗压剪强度、弹性模量和寿命寿命综合性能。
二、质量控制要求：复合材料结构组件应采用质量可控的工艺、材料和合格的元素部件，确保优良的制造性能及使用寿命。
三、应力分析要求：在飞行状态下，结构组件应能承受有效的拉力、压力状态和温度等外部条件，计算机分析出合理的应力参数，以确保结构的生命周期。
四、工艺设计要求：复合材料结构组件在制造工艺上应做到体积小，重量轻且制造方便，可减轻飞机飞行重量。
五、性能试验要求：根据结构使用要求，确保组件性能具备优良的准确性和稳定性，同时保证结构安全性能与失效分析要求的程度。
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。
