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基于复合材料的飞机结构设计与优化近年来，随着航空技术的不断发展和人们对飞行安全性和燃油经济性的要求不断提高，基于复合材料的飞机结构设计与优化成为了航空工程领域的热门话题。
本文将从复合材料的优势、飞机结构设计与优化的方法等方面展开论述，以期为相关研究提供一些参考和启示。
一、复合材料的优势复合材料由两种或两种以上的不同材料组成，在组合后具有更好的性能和性质。
相较于传统的金属材料，在航空工程领域中广泛应用的复合材料具有以下几个优势：1. 强度高：与金属相比，复合材料的强度更高，能够承受更大的受力。
2. 轻量化：复合材料的密度相对较低，所以用复合材料制造的结构件相对轻巧，可以大幅度减轻整个飞机的重量。
3. 优异的抗腐蚀性能：复合材料不易受到氧化、腐蚀等化学反应的影响，能够更好地保护飞机的结构。
4. 良好的瞬态响应特性：复合材料的瞬态响应特性优于传统金属材料，能够提供更好的飞行控制性能。
综上所述，复合材料在飞机结构设计与优化中具有明显的优势，可以提高飞机的性能和安全性。
二、飞机结构设计与优化的方法1. 结构设计理论在飞机结构设计与优化过程中，需要运用一些基本的结构设计理论。
(1)受力分析：通过受力分析，可以确定结构的受力状态，找到潜在的应力集中点，为后续的结构设计提供依据。
(2)材料力学分析：了解复合材料的性能和力学特性，选取合适的材料。
(3)结构优化：通过数值模拟和计算，对飞机结构进行优化，使得结构更加合理且满足性能要求。
2. 优化方法优化是飞机结构设计与优化的关键环节之一，目的是为了实现最佳设计。
(1)拓扑优化：拓扑优化是一种基于材料分布和结构形态的优化方法，通过调整材料的分布，实现结构受力的优化。
(2)参数化设计：通过定义一些参数，对各种结构进行建模，然后通过改变参数实现结构的优化设计。
(3)多目标优化：多目标优化考虑了各种结构设计要素的多个目标或指标，既追求轻量化，又考虑到结构强度、疲劳寿命等多个方面。
大型民用飞机复合材料承压框结构及工艺发展分析大型民用飞机复合材料承压框结构是指飞机机身中负责承受压力的结构部分，由复合材料构成。
随着航空工业的发展，复合材料在飞机机身结构中的应用越来越广泛。
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。
一、复合材料承压框结构复合材料承压框结构是大型民用飞机机身中的重要部件之一，扮演着承受机身压力、提供机身刚度和强度的重要角色。
复合材料承压框的主要特点有以下几点：1. 高强度：与传统的金属材料相比，复合材料具有更高的比强度和比刚度，在承受压力时有更好的性能表现。
2. 轻量化：复合材料的密度相对较低，可以实现机身重量的减轻，提高飞机的载重能力和耐久性。
3. 耐腐蚀性：复合材料在高湿度和腐蚀性环境下具有较好的耐腐蚀性能，可以延长机身的使用寿命。
4. 良好的阻燃性：复合材料可以添加阻燃剂，提高其阻燃性能，降低火灾风险。
5. 高度集成化：利用复合材料的成型性能，可以实现复杂形状的一体化结构设计，提高零部件的集成度和整体性能。
二、复合材料承压框结构的发展历程复合材料承压框结构的发展经历了几个关键阶段：1. 第一代：20世纪80年代初，波音公司开始在747-400飞机上采用复合材料承压框结构，首次实现了复合材料在机身结构中的应用。
该结构采用碳纤维增强环氧树脂短切片预浸料，在工艺上存在一些问题，如预浸料的厚度不均匀、接缝处的质量控制等。
2. 第二代：20世纪90年代至今，采用了更先进的复合材料工艺技术，如自动化纺织预制技术、自动定位和装配技术等。
复合材料的成本也得到了大幅度的降低，使得复合材料承压框结构的应用更加普及。
3. 未来发展趋势：未来，复合材料承压框结构的发展方向主要包括以下几个方面：(1)材料性能的改进：提高复合材料的抗冲击性、抗疲劳性和耐高温性能，以满足更高的安全性要求。
(2)工艺技术的创新：进一步提升自动化程度，减少人工操作，提高生产效率和质量稳定性。
【专业讲堂】复合材料专业知识：复合材料机身机翼结构设计过程中的关键概念与主要流程针对功能性复合材料进行结构设计是一项极其复杂的任务，因为在设计过程中需要使用多种不同的数值分析工具，涉及多个学科以迭代方式协同工作。
本文主要是以航空航天领域典型部件：机身和机翼作为示例，来了解在复合材料结构设计过程中的一些主要概念和关键步骤。
01结构设计的关键概念在机身机翼复合材料结构件设计过程中涉及主要概念包括：▪设计时重点关注由嵌入聚合物基体中的连续单向纤维或机织物层构成的薄壁结构；▪结构复合材料设计过程中通常需要反复使用 CAD、CAM 和 CAE 进行迭代；▪结构复合材料部件使用大量参数来描述其机械性能，例如层的尺寸和位置、厚度、方向以及堆叠顺序等等；▪优化技术的使用在设计和分析阶段变得至关重要，尤其是如果纤维增强材料要根据特定需求进行定制，并且要最大限度地发挥其各向异性的优势。
▪02结构设计的主要流程2.1 复合材料结构平面图复合材料结构往往由不同方向和形状的若干层组成。
这些层在定义的区域中堆叠在一起。
在每个区域中，层压板具有给定的堆叠顺序。
如下图所示，机翼的加强筋和肋条自然地定义了恒定堆叠顺序的区域。
2.2 设计阶段：CAD 和 CAM 链接设计过程使用这些区域作为复合材料零件初步设计的基础，这称为基于区域的设计，其中 CAD 软件分配给定数量的层压板，即由每个区域中的层总数及其方向定义。
在这个阶段，可以估计纤维取向、铺层厚度的偏差（即层压板边界处厚度的逐渐变化），可以提供指向CAM 的链接：在这种情况下，使用AddPath等离线程序来进行模拟铺层沉积，如下图所示。
2.3 分析阶段：CAE 工具采用有限元法对复杂复合材料零件进行结构分析。
只有对于简单的几何形状和近似的边界条件，才有可能得到解析解。
在CAE阶段，设计人员在前一步中提供的设计由分析师进行验证和修改。
检查结构完整性，并提供设计改进，最终目标是在结构的每个区域提供正确（最佳）堆叠顺序。
航空用复合材料的喜与忧复合材料结构往往更怕的是日常的低能量冲击：比如被维修人员失手掉下的扳手给砸了——这就足以导致它形成内部的层间缺陷，然而从外表却很可能根本看不出痕迹。
当一个复合材料部件的冲击损伤在表面已经可以勉强目视发现时，它内部已经出现大范围的基体开裂和分层，强度可以骤降到无损状态的40%。
事实上飞机复合材料部件最多的损伤就是在维护过程中各种碰撞、拆卸而产生的。
作为世界上仅有的两个大型商用飞机研制巨头，波音、空客先后推出复合材料占结构比例达到、超过50%的主力型号，这意味着大型客机结构设计以复合材料为主要材料的时代已经全面来临。
波音最新一代的“梦想”787客机依靠极高比例的复合材料应用，实现了极其优异的飞行性能。
而空客也不甘示弱，新的A350客机结构中，复合材料的比例达到了52%，是现在所有大型商用飞机中最高的。
然而在安全和环保方面，新一代飞机却仍然潜藏着不少隐患。
一：复合材料就是纤维增强复合材料，重量轻强度高传统的飞机制造以钢、铝、钛合金为主要材料，这三者各有千秋，在结构中各司其职。
超高强度合金钢的密度最大（超过7.8g/cm3），相同体积下最重，但在三者中能达到的绝对强度指标最高，适用于对尺寸和强度要求都最为苛刻的部位。
比如除了轻型、超轻型飞机外，现代高性能起落架的材料，唯有使用超高强度合金钢进行锻造一途可选。
所谓3D打印、钛合金起落架之类的新闻，都是宣传上的噱头，不足为信。
图：波音747起落架相同体积下铝合金部件的重量最轻（密度2.8g/cm3），但是强度也最低，此外它对于高温的耐受能力很差。
而钛合金（密度4.5g/cm3）则介于钢、铝合金之间，同体积部件比钢材轻很多，强度和耐热性比铝合金高很多。
它适合用于飞机上的主承力结构、高温结构——比如发动机燃烧室附近；可以取代钢材、镍基合金以减轻重量，取代铝合金以减少空间占用。
但是由于加工困难，钛合金部件的成本一直很高。
而现在越来越流行的复合材料，它的主要取代对象正是传统飞机上应用比例最大、构成轻质结构主体的铝合金，在要求较低的场合下也能取代一部分钛合金。
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。
【专业讲堂】简述复合材料在飞机上应用的优缺点复合材料，尤其是由玻璃纤维、碳纤维和凯夫拉尔纤维制成的复合材料，在飞机工业中得到了广泛的应用。
它们比铝（飞机机身中最常用的金属）更坚固、更轻。
复合材料之所以如此命名是因为它们由两种或多种材料组成。
飞机中使用的复合材料由悬浮在环氧树脂基质中的纤维组成。
玻璃纤维复合材料是由玻璃纤维和环氧树脂制成的复合材料。
它于1950年代由波音公司首先用于飞机。
波音787梦想飞机是第一架使用50％复合材料（主要是碳纤维复合材料）制造的商用飞机；全日空航空公司于2011年10月投入使用的首架787，飞机的其余部分主要由铝、钛和钢组成。
复合材料已经彻底改变了航空业，但其使用确实带来了一些工程和维护方面的挑战。
复合材料在飞机上应用的主要优缺点在于：优点轻量化是复合材料使用的最大优势。
重量轻的飞机更省油，因为它需要更少的燃料来推动机身前进。
复合材料的强度也令人难以置信，因此强度/重量比（也称为比强度）要比制造飞机所用的金属高。
另外，它们抗压缩性能优异，在张力下不易断裂。
复合材料不易因刺激性化学物质而腐蚀，并且对许多高反应性化学物质具有抵抗力。
它们还可以应对各种温度变化以及暴露于恶劣天气中。
复合材料的另一大优势是其设计灵活性：它们可以被制成大致形状。
单个形状奇怪的复合材料可以替代许多其他材料制成的材料。
这种有用的特性可以减少维护，因此可以降低飞机使用寿命内的成本。
一旦形成复合材料结构件，它将保持其形状和大小。
这在飞机工业中很重要，因为这意味着由复合材料制成的飞机的关键部分不会随着环境条件的变化而增长，收缩或变形。
缺点对于飞机和零部件制造商而言，复合材料的最大缺点可能是与金属相比，其初始成本较高。
较高的成本主要是由于纤维的价格以及制造最终材料所需的复杂过程。
此外，很难判断复合材料飞机部件的内部结构何时被损坏。
这使得检查困难并且成本更高。
在检查过程中出现的一个问题是复合材料分层现象。
分层的最大原因是对复合件的影响。
飞行器复合材料结构设计及其应用研究近年来，随着航空工业技术的不断提高，飞行器对结构材料的要求越来越高。
复合材料由于其高强度、高刚度、低密度、耐腐蚀、耐热、耐疲劳等优秀性能，在飞行器结构中得到广泛应用。
本文旨在探讨飞行器复合材料结构设计及其应用研究。
一、复合材料的概念和分类复合材料是由两种或两种以上不同类型、不同形态的材料组合成的材料。
按照成分可分为无机复合材料和有机复合材料。
其中，有机复合材料又分为增强材料和基础材料两大类。
增强材料是从工程塑料、纤维素、淀粉、石墨等原材料加工而来，具有优异的物理性能、机械性能和化学稳定性，如碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维等。
而基础材料则是指以树脂、黏合剂、染料和添加剂等为原材料的一类合成材料。
二、飞行器复合材料结构设计（一）动力分析为了设计出适用于飞行器结构的复合材料，首先需要进行动力分析，明确需要满足的物理参数。
在进行动力分析时，需要考虑飞行器的载荷、气动力学力学、特殊环境的影响等因素，从而选择合适的材料。
（二）几何形状设计然后是几何形状设计，可以先进行基础设计，确定飞行器的主要结构，对其进行计算和模拟分析，得出基础结构的强度和刚度数据等参数。
之后再针对不同部位进行优化设计，如采用异形截面、曲面等设计，以满足要求的载荷和刚度。
（三）材料选择根据前面的动力分析和形状设计，可以确定需要的材料类型、尺寸和性能指标。
复合材料的性能和特性与材料成分、纤维类型和针织方式等因素有关。
对于飞行器结构，通常选择高强度、低密度、高刚度、高耐疲劳性和较好的耐腐蚀性能等综合性能优异的材料。
（四）结构设计最后是结构设计，即将材料进行组合，并考虑工艺性、生产工序等因素，设计出符合要求的结构。
由于复合材料的制作和加工比较复杂，需要一定的技术和生产工艺支持，因此应该充分考虑飞行器的实际应用和生产量，进行合理的设计。
三、复合材料的应用研究（一）导弹结构复合材料在导弹结构中得到了广泛的应用，可以用于弹体外壳、导航头等部位。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析随着科技的不断发展，飞机作为一种重要的交通工具，在人们生活中扮演着越来越重要的角色。
而在现代飞机的设计中，机翼的结构设计具有至关重要的作用。
近年来，基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析逐渐成为研究的热点。
首先，我们来了解一下飞机机翼的结构。
飞机机翼是飞机的重要组成部分，承载飞机自重及飞行动力产生的各种载荷，同时具有满足飞行稳定性和机动性的功能。
在传统的设计中，机翼多采用金属材料，如铝合金。
然而，随着科技的进步，复合材料逐渐应用到飞机机翼的设计中。
复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优点，因此在航空航天领域有广泛的应用。
复合材料由两种或以上的不同材料组成，通常是将纤维与基体材料复合而成。
纤维材料主要用于承受拉力，而基体材料则用于传递压力。
常见的纤维材料有碳纤维、玻璃纤维等，基体材料可以是树脂、金属等。
这样的组合能够使复合材料具有独特的力学性能。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析，首先需要对材料的力学性能进行深入研究和分析。
通过试验和数值模拟等手段，可以了解材料在不同载荷下的变形、破坏行为以及其它力学性能。
同时，还需要对材料的制造工艺进行研究，以保证机翼的质量和稳定性。
在飞机机翼的结构设计中，考虑到复合材料的特性，不仅要满足飞机的强度和刚度要求，还需要兼顾材料的疲劳寿命、抗冲击性能等。
另外，还需要考虑到材料的热膨胀系数、导热性能等因素，以提高空中飞行中的稳定性和安全性。
因此，在机翼结构设计中，需要综合考虑多个因素，通过优化设计，使机翼能够更好地适应不同的载荷和环境条件。
同时，在飞机机翼结构设计中，还需要考虑到制造和维修的可行性。
复合材料的制造过程相对复杂，需要特定的工艺和设备。
而对于飞机机翼这样的大型构件，制造和维修的难度更加突出。
因此，设计人员需要充分考虑到制造和维修过程中的实际情况，选择合适的工艺和材料，以提高机翼的制造和维修效率。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析不仅可以提高飞机的性能，还可以减轻整个飞机的重量。
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。
新型复合材料航空结构的优化设计随着工业的发展，新型材料的出现为各行业带来了更多可能性。
复合材料一直以来都是一个备受瞩目的领域。
复合材料不仅可以提高材料的强度和刚度，而且还可以降低密度，提高材料的锐度。
在航空工业中，新型复合材料的应用带来了非常大的好处。
本文将介绍新型复合材料在航空结构中的优化设计。
一、复合材料的概念和特性复合材料是由两种或两种以上的不同材料在宏观上均匀地混合在一起而形成的材料。
它可以是无机材料与有机材料，也可以是有机材料与有机材料之间的组合。
复合材料的特点是性能优良，重量轻，结构复杂，设计难度大。
复合材料的应用非常广泛。
在航空工业中，它可以替代金属，用于制造机身、翅膀、发动机罩等部件，有效降低飞机的重量，和提高飞机的性能。
二、复合材料应用航空工业的优点1. 降低飞机的重量相较于金属材料，复合材料的密度更小，可以在不影响性能的情况下，用更小的质量来完成机体结构，最终实现降低飞机的重量。
因此，采用复合材料制造材料具有较轻的重量、较高的强度和较好的刚度，可以缩小飞机的体积，带来更加灵活和舒适的空间。
2. 提高飞机的性能复合材料的性能优异，可以根据不同的需求来设计材料的物理特性。
在航空工业中，复合材料具有高强度、高刚度、高抗冲击性和高抗疲劳性等特点。
使用复合材料的飞机比传统飞机更加省油、更加稳定，能够有效提高飞机的性能。
3. 减少航空器维修工作复合材料的表面可以规整，且没有腐蚀、裂纹等缺陷，相对传统的金属结构来说，复合材料的维护比较方便。
此外，由于复合材料大多数为塑料基质，因此可以抗寒、抗腐蚀、抗老化。
这些性能优势可以大大减少飞机的维修工作量，提高飞行的安全性。
三、复合材料在航空结构中的优化设计复合材料在航空结构的优化设计是建立在材料的性能、结构的要求以及成本的平衡之上的。
在复合材料的优化设计中，同时考虑它的物理特性、设计建模、减少重量和降低成本等诸多因素。
优化设计包括以下方面。
1. 替代机身结构的金属材料目前，航空器机身和机翼主要由金属材料构成。
飞机复合材料机身结构设计相关问题李晓乐（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 Xiao le(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. Theconcrete form of fuselage was analyzed and determined, which based on the data of some existingfuselage structure. Compared with some standard, the strength of the fuselage was analyzed under thepressure load. The result can conduct the structures design. The laminate of composites was chosen. Thedegree and the order of composite were also determined. The stiffness of the designed compositefuselage was computed, which also showed the result of strain and stress. Analysis manifested that thecomposites 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[1~2]隔框、桁条等加强构件。
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[1]然是有金属参加的。
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@根据波音737-800和A320的机身结构数据，进行结构形式的选择。
机身最大高度4.2m，最大宽度3.8m。
1.1 隔框设计隔框分为普通隔框和加强隔框两大类。
普通隔框用来维持机身的截面形状，主要承受蒙皮传入机身周边的空气动力和机身弯曲变形引起的分布压力。
加强隔框的主要功用是将装载的质量力和各部件传入的集中力加以扩散，然后以剪流形式传给蒙皮。
隔框除了维形作用外，还对蒙皮和长桁起支持作用，隔框间距影响长桁的总体稳定性。
隔框间距选择为559mm(22in)。
1.2 桁条设计桁条为机身结构的纵向部件，主要承受机身弯曲时产生的轴力和对蒙皮起支持作用，还有就是保证外部蒙皮的稳定性。
桁条在同一剖面上的布置是不均匀的，分部的疏密主要依据横剖面上的应力分部状况，根据所设计的机身剖面形状和弦窗的布置，可以得到机身桁条的布置情况。
横截面上共58 根桁条。
平均间距216mm。
1.3 蒙皮厚度确定蒙皮的作用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑；承受剪力和扭矩，并与长桁一起组成壁板承受两个平面内弯矩引起的轴力。
蒙皮是根据环向张应力确定的，因此不涉及到弯曲载荷。
同时，试验也证明，由环向张应力所决定的蒙皮厚度对承受机身纵向弯曲载荷是足够的，因为环向张力的应力值是由疲劳来决定的。
根据气密舱∆P 增压载荷下蒙皮的工作应力水平确定其蒙皮的初始厚度。
增压载荷设计指标为：飞行高度11000m，座舱压力为1800m。
大气压力随海拔高度而变化，由经验公式得出当h 高度为1800m 时，压力为：P = P (1−0.02257 ×h)5.256 =80.41kpa当h 高度为11000m 时，压力为：P = P (1−0.02257 ×h)5.256 =22.31kpa∆P = P −P =58.1kpa根据气密舱∆P 增压载荷下蒙皮的工作应力水平确定其蒙皮的初始厚度：δ= PR / ζ,按照波音737的应力水平15.4 磅/ 2 英寸=106.21kpa 进行计算，得初步计算结果为δ= 58100 ×2/106210=1.09mm, 同时考虑到其他因素的作用，将厚度增加到1.5mm。
2 机身结构强度分析对机身结构进行静力分析，主要用来求解结构在静力载荷作用下的反应，并得出所需的节点位移、约束（反）力、单元应变和单元应力等。
本次分析中，选取机身纵向2 个框距的机身等直段，应用Msc.Patran 软件建立有限元模型。
对各元件进行简化：隔框——梁单元；桁条——杆单元；蒙皮——壳单元；客舱地板——壳单元。
建立的有限元模型。
根据条例和规范，选取安全系数1.5，乘以限制载荷来确定极限载荷。
对于增压情况要采用极限系数 2.0乘以使用最大正压差，单独作用于增压舱内[4] 。
由于增压载荷∆P 为58.1kpa，则所施加的载荷为116.2kpa。
机身的材料为铝合金。
由于是考虑增压载荷对机身结构的影响，因此对等直段的两端施加对称约束（z 方向的位移和绕x 、y 轴的转角），对地板中线约束x 、y 、z 三个方向的位移，对机身顶部和底部的中线约束其x 方向的位移。
在只有增压载荷作用下，机身等直段的有限元分析结果位移云图如图6所示，应力云图如图7 所示。
可以看出，在极限增压载荷为116.2kpa 的情况下，蒙皮的最大位移出现在机身顶部，为0.275m 。
最大位移与机身最大高度的比值为：0.275/4.2=6.5% ，依据实际经验，这个数值是合理的。
最大应力出现在窗户附近，为161MPa，符合设计要求。
3 复合材料机身设计及分析3.1 复合材料机身设计在正增压载荷作用下，机身的蒙皮受双向张应力。
因此在设计层合铺层的时候，应重点考虑蒙皮周向应力分布这个因素。
3.1.1 复合材料机身原材料的选择针对复合材料选材所应遵循的一般原则和各种要求，并结合飞机所面临的各种环境以及我国复合材料的现有水平，选择T300/QY8911 作为机身的材料进行后面进一步的结构设计，单层厚度为0.125mm，T300/QY8911 的材料性能如下表所示：表 1 T300/QY8911 单层的刚度性能E E E E νG1t 1c 2t 2c 12 12135 126 8.8 10.7 0.33 4.47表 2 T300/QY8911 单层的强度性能X Y X Y St t c c1548 55.5 1226 218 89.93.1.2 复合材料机身蒙皮铺层设计根据层合板设计的一般原则，并考虑蒙皮的受载情况，以此为依据来确定蒙皮的铺层设计。
铺层的总厚度为 1.5mm，因此可以确定铺层的总数为 1.5/0.125=12，从而确定0、±45 和90 铺层数分别为：2 层、4 层和 6 层。
铺层选择为对称铺层，表面应用一组45/90/-45 来改善损伤容限和保持外表面层连续光滑，且相同的铺层不在一起，因此选择铺层顺序为[45/90/-45/90/0/90] 。
S3.2 复合材料机身结构分析对复合材料机身的计算，采用与上一章金属材料相同的载荷及约束形式进行计算可以看出，整个位移的分布情况与应用金属蒙皮时非常接近，最大位移为0.274m,与金属蒙皮的情况几乎相同。
表 3 各层最大应力及最大应变1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12最大应力161 285 158 272 33.1 260 254 36.4 244 174 242 180/MPa最大应变1510 1470 1440 1420 1410 1400 1390 1380 1380 1380 1390 1410/µε纤维主向沿机身周向的铺层的最大应力均较大，且各层中的最大应力也出现在这一方向的铺层上，这与蒙皮在增压载荷作用下，周向张力是纵向张力 2 倍的结论是相符合的。
可以看出，最大应力出现在蒙皮的第 2 层，最大应变则出现在第1 层。
第2 层的应力分布及第1层的应变分布。
最大应变及应力均出现在窗口处，这是由于在窗口处桁条被切断的缘故，因此有必要对窗口进行补强。
整个复合材料机身蒙皮结构上，在极限增压载荷的作用下，出现的最大应力为28MPa ，最大应变为1510µε，符合相关的标准和设计准则，因此这种铺层设计是切实可用的。
4 结论本文首先根据已有数据，选择了机身结构的形式并进行了分析，并以此分析结果对机身蒙皮进行了复合材料结构设计。
分析表明，文中提出的复合材料蒙皮设计是可用的，符合相关的标准和设计准则，可以取代对应的金属蒙皮。
由于复合材料的高比强度和高比刚度，所以这种复合材料层合结构必然也会取得一定的减重效果。
