大型飞机复合材料机身结构设计
全复合材料通用飞机结构形式和设计概述
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。
飞机复合材料结构设计通用要求
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。
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。
飞机复合材料整体结构的制造技术
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
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。
飞机复合材料结构设计
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。
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。
空客A350飞机的材料及构造设计分析
空客A350飞机的材料及构造设计分析空客A350飞机作为空中客车公司最新推出的长途宽体飞机，其材料及构造设计是其卓越性能和功能的基础。
本文将对A350飞机的材料和构造设计进行全面分析。
首先，材料的选择是飞机设计中的重要环节。
A350采用了大量轻质高强度复合材料，如碳纤维增强复合材料。
它们的密度相对较低，却能提供出色的强度和刚度，使得A350飞机在飞行过程中能够承受大气压力、重力和气动力等力量的挑战。
使用复合材料还可以减轻飞机的重量，提高燃油效率和航程。
其次，A350的机身结构设计理念是基于轻量化和优化载荷传输。
机身采用整体突厚减薄设计，在关键位置增加材料厚度，提高强度。
此外，结构采用先进的铆接和粘合技术，以确保飞机整体结构的坚固性，并减少结构疲劳和裂纹的风险。
机翼和尾翼采用了一体化设计，减少了连接处的重量和风阻。
在机翼设计方面，A350选用了梁箱结构。
梁箱主要由上下翼面、前后翼壁和前后纵梁组成，其结构紧凑且刚性好。
这种设计使得机翼能够承受飞行过程中的强大气动力和重力，提高了飞机的稳定性和机动性能。
另外，机翼还配备了高效的襟翼和缝翼，以提高飞机的低速性能和起降性能。
机身的驾驶舱采用了先进的座舱设计和弧形玻璃舱盖。
座舱设计旨在提供舒适的乘坐体验，优化操纵员的使用空间。
弧形玻璃舱盖则提供了更好的视野，并减少了驾驶员眩光和反射的可能性，有助于提高飞行安全性。
飞机起落架的设计也是A350构造设计的重要部分。
A350采用了先进的碳纤维复合材料制造起落架，使其具备更高的强度和更轻的重量。
起落架设计考虑到了减少冲击负荷和提高防滑性能，以及可靠的系统来控制起落架的伸缩和导向。
最后，A350的电气系统设计采用了先进的集成电气架构，通过数据管理、保护和控制系统来提高飞机的可靠性和效率。
航电系统还包括先进的飞行控制系统、导航系统和通信系统，以实现飞机的高度自动化和精确导航能力。
总的来说，空客A350飞机的材料及构造设计是基于轻量化、优化载荷传输和先进的技术应用。
飞机机翼结构的复合材料优化设计
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。
大型民机复合材料机翼结构设计与分析
飞机 的次 承力件 向主 承力 件 发展 ｌ ５ Ｉ ６ ］ 。机 翼部 位 采
用 复合材 料结构 也是 提 高 飞 机结 构 效率 ， 改 善飞 机
气动 弹 性 、 飞行 品 质、 控 制 特 性 。
本文 基于 Ｃ Ｊ ８ ２ ８双 通道 中远程 大型 民机设计 方 案， 机翼采 用双 梁 和单 块 混合 式 布 局 结构 。为满 足
有很 大优 势 ， 但材料利用率低 ， 所 以采 用 双 梁 单 块 式 机翼结 构布 局 。 １ ． １ 结构布 局方案
飞机油耗 量直 接决 定 了飞机 的商 载 ． 是 民机 产 品成功 与否 的重要 因素 Ｅ ８ ， １ １ ］ 。因此要求 在满 足 总体 气 动 的要求 下 ， 有效安排前后 梁的位置， 尽 量 使 得 翼 盒 的有 效 空 间 最 大 化 。前 梁 布 置 于 距 离 机 翼 前
本文 基 于 ＨＹ Ｐ Ｅ Ｒ ＷＯ Ｒ Ｋ Ｓ软件 平 台 ， 应 用 ＨＹ —
０ 引言
复合材 料具 有 高 比强 度 和 比刚 度 ， 良好 的疲 劳 特性 以 及 耐 腐 蚀 性 强 和 可 设 计 性 大 等 众 多 优 点＿ １ 】 。进 入 ２ １世纪 以来 ， 复 合 材料 在 新 型商 用 飞
主 承力翼 盒有 限元模 型 。基 于 Ｈ Ｙ Ｐ Ｅ Ｒ— ＷＯ Ｒ Ｋ Ｓ软 件平 台完 成 对机 翼 的静 强度 分 析 ， 并 与金 属 机翼 进 行 性 能对 比分 析 。后 续完成 机翼 结构 的 固有频 率计 算 ， 最 后完 成 了机 翼结 构 的模态 瞬 态 响应 分析 。对 实 际工 程
摘 要：
大 型客机 强调安 全性 、 经济性 、 舒适 性和环 保性 ， 这些 性能 上 的高要 求决 定 其对 复合 材料 需 求 的迫 切性 和必
飞机复合材料结构设计通用要求
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。
复合材料飞机结构设计(1)PPT课件
ASX10
碳/环氧树脂 机翼(壁板尺寸6.34m1.5m)、机身、垂尾
瑞典
JAS-39
30
1988
碳/环氧树脂 (AS4/8552)
机翼、机身、鸭翼、垂尾、进气道
德、英 西、意 EF-2000
30
1994
碳/增韧双马 (T800/5245)
机翼、前机身、中机身、尾翼蒙皮
日
FS-X ~18
整体机翼、垂尾、平尾等
度高出4倍。
表1-3 几种结构材料性能比较
拉伸强度 拉伸模量
(MPa)
(GPa)
比强度 MPa/(g/cm3)
比刚度 GPa/(g/cm3
)
密度 (g/cm3)
铝合金
420
72.0
151.1
25.9
2.78
钢(结构用)
1 200
206.0
152.9
26.3
7.85
钛合金
1 000
116.7
221.2
损伤、断裂和疲劳行为
各向异性、脆性和非均质性，特别是层间性能远低于层内 性能等特点，使复合材料层压板的失效机理与金属完全不同， 因而它们的损伤、断裂和疲劳性能也有很大差别。另一方面， 复合材料构件制造目前主要靠人工铺贴和热压成形，再加上加 工、运输过程中可能受到的外来物冲击，其制件会比金属制件 更易带有程度不等的缺陷/损伤。表1-4概述了影响复合材料结构 与金属结构疲劳和损伤容限的因素比较。
(2) 缺口敏感性 金属一般都具有屈服阶段，而复合材料往往直 至破坏其应力-应变曲线仍呈现线性，所以复合材料的静强度缺 口敏感性远高于金属。但复合材料的疲劳缺口敏感性则远低于 金属，其疲劳缺口系数(一定循环次数下，无缺口试件疲劳强度 与含缺口疲劳强度之比)远小于静应力集中系数，并且在中长寿 命情况下接近于1。
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
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。
大飞机垂直尾翼复合材料结构设计
大飞机垂直尾翼复合材料结构设计摘要:随着社会经济的不断发展,航空领域的运行进程逐渐加快,航空装备发挥了很高的优势。
其中，该项设备内的复合材料结构件使用数量逐渐增多，强化的飞机自身的抗冲击性能，从一定程度上确保了飞机安全行驶，在确保机身质量和强度以及改善飞机功能的基础上达到行业稳定运行的目的。
面对竞争日益激烈的市场,航空制造企业要想在市场竞争中占据主导地位，并在市场上脱颖而出,关键在于动态探索复合材料结构制造设计,掌握若干关键点,优化创新测试技术,并在测试飞机复合材料结构性能的基础上,达到飞机稳定行驶的目的。
本文主要对大飞机垂直尾翼复合材料结构设计的应用进行了探讨。
关键词:大型飞机;复合材料;结构制造;检测技术要点随着社会科学技术的不断进步,复合材料已广泛应用于飞机制造的生产过程中。
国内外许多专业致力于研究复合材料的装配与连接技术,并研究了许多新型复合材料和新工艺技术。
然而,我国在这一领域的研究和应用还相对落后。
对于复合材料来说,有着刚度性能大以及强度高和设计灵活性良好以及抗疲劳等诸多特征，基于优势极高而被普遍应用到了大型飞机制造中。
在飞机结构中,中低复合材料结构的规范应用起着非常重要的作用,既能减轻飞机的重量,又能保证整体的稳定性。
在大型飞机复合材料结构的制造过程中,应根据实际情况进行规范设计,以节约复合材料的输出成本,利用自动化和数字化技术的优势开展结构制造作业,确保大型飞机复合材料结构制造质量的整体提升。
事实上,复合材料结构制造技术和检测技术种类很多,必须以标准化的方式进行选择,以加强复合材料结构的整体质量,保证飞机的稳定性。
一、大飞机复合材料技术的发展现状我国航空复合材料的研究与开发起步不晚,始于20世纪70年代。
自1983年强力5型飞机使用复合材料以来,我国航空装备复合材料消费量在20世纪80年代基本保持在1%的水平。
应用部位主要包括天线罩、口盖类、设备舱类、发动机整流罩等非承力结构;20世纪90年代至21世纪初，从20世纪90年代到21世纪初,复合材料在战斗机上的应用可达6%。
飞机复合材料球面框结构设计方法
飞机复合材料球面框结构设计方法引言：飞机的框架结构对于飞行安全至关重要。
目前，随着复合材料技术的发展，球面框结构在航空领域中得到了广泛的应用。
本文将探讨飞机复合材料球面框结构的设计方法，旨在提供一种高效可靠的设计方案。
一、设计目标：设计一个轻量级、高强度的球面框结构，以满足飞机结构强度要求和减少整机重量的需求。
二、材料选择：1. 复合材料：由于其优异的力学性能和低密度特性，碳纤维复合材料是飞机球面框结构的理想选择。
其高强度和高刚度的特点可以有效应对飞行过程中的动载荷。
2. 基体材料：选择高温热固性树脂作为基体材料，能够满足高温环境下的使用要求。
同时，这种材料还具有较高的抗冲击性和抗老化性能。
三、球面框结构设计：1. 结构布局：根据实际需求，设计合适的球面框结构布局。
通过细致的力学分析和结构计算，确定球面框结构的位置、数量和尺寸。
2. 连接方式：选择适当的连接方式来加固球面框结构。
常用的连接方式包括粘接、螺栓连接和铆接等。
在设计时要考虑连接方式的可行性和连接强度的要求。
3. 加固措施：在球面框结构的关键部位，采取加固措施以增加结构的强度和刚度。
例如，在球面框结构的连接点处增加加强筋，或者采用纤维增强材料进行局部加固。
四、结构分析与验证：1. 有限元分析：利用有限元分析方法对设计的球面框结构进行力学分析，验证其受力性能是否满足强度要求。
通过模拟不同飞行状态下的载荷情况，评估结构的稳定性。
2. 实验验证：在设计完成后，进行物理实验来验证结构设计的合理性和可行性。
对于球面框结构的强度和刚度进行实测，与理论计算结果进行对比，确保设计的有效性。
五、优化改进：1. 材料优化：根据实验结果和实际应用需求，对材料进行优化改进。
通过改进基体材料或表面处理方法，提高材料的性能和耐久性。
2. 结构优化：通过调整结构布局、增加加固筋或改变连接方式等措施，进一步优化设计的球面框结构。
通过迭代设计和验证，不断提升结构的强度和重量性能。
大型商用客机碳纤维 复合材料结构关键技术及应用
大型商用客机碳纤维复合材料结构关键技术及应用随着全球航空产业的发展，大型商用客机碳纤维复合材料结构已经成为一种重要的技术趋势。
碳纤维复合材料具有重量轻、强度高、耐久性强等优点，可以显著提高飞机的综合经济性。
碳纤维复合材料结构的关键技术主要包括材料选择、工艺技术、结构设计和质量控制等方面。
1、材料选择。
碳纤维是一种高强度、高模量的材料，可以使得飞机结构在相同强度的情况下减轻重量。
碳纤维还具有优良的抗腐蚀性能，可以增加飞机的使用寿命。
在大型商用客机的设计中，通常会采用碳纤维作为关键部件的结构材料。
2、工艺技术。
碳纤维复合材料的制造工艺比传统的金属材料复杂，需要高温、高压的条件下进行。
目前，常见的制造工艺包括预浸法、湿纺法和自动纺织等。
预浸法是将碳纤维浸渍到预浸料中，然后通过热压硬化制成成品。
湿纺法是将碳纤维与树脂同时纺织，然后通过热固化使其形成成品。
自动纺织则是利用机器自动进行纺织和固化，提高了生产效率。
这些工艺技术的不断改进和创新，使得碳纤维复合材料的制造成本不断降低，应用范围不断扩大。
3、结构设计是大型商用客机碳纤维复合材料的另一个关键技术。
由于碳纤维具有不同于金属材料的特性，因此在设计结构时需要考虑材料的力学性能和应用环境的要求。
结构设计还需要充分利用碳纤维的优势，设计出轻量化、高强度、耐久性强的结构。
例如，可以采用复杂的纤维层叠布局设计，提高材料的使用效率和强度。
4、质量控制。
由于碳纤维复合材料的制造过程复杂，人工操作难以完全控制，因此需要建立一套完善的质量控制体系。
质量控制包括原材料检验、工序监控和成品测试等环节。
只有通过合理的质量控制措施，才能确保碳纤维复合材料结构的性能稳定和可靠性。
大型商用客机碳纤维复合材料结构的应用已经逐渐进入实际生产。
当前，世界上已经有多个航空公司采用碳纤维复合材料结构的客机进行商业运营。
这些客机具有重量轻、燃油效率高的优势，可以显著降低运营成本。
碳纤维复合材料结构还具有良好的抗腐蚀性能，可以延长飞机的使用寿命。
新一代大型客机复合材料结构
第29卷 第3期航 空 学 报Vol 129No 13 2008年 5月ACTA A ERONAU TICA ET ASTRONAU TICA SIN ICA May 2008特邀收稿日期:2007212220;修订日期:2008201217通讯作者:杨乃宾E 2mail :milaoshu0527@ 文章编号:100026893(2008)0320596209新一代大型客机复合材料结构杨乃宾(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100083)Composite Structures for N e w G eneration Large Commercial JetYang Naibin(School of Aeronautic Science and Engineering ,Beijing University ofAeronautics and Astronautics ,Beijing 100083,China )摘 要:大量采用复合材料结构是新一代大型客机机体结构设计的突出特点,用量已达结构重量50%。
复合材料结构不仅带来了明显的减重效益,而且带来了结构耐腐蚀、疲劳和维护等性能的改善提高。
波音787飞机人性化设计的全复合材料机身使乘坐舒适性和便利性得到显著改善。
民机复合材料结构技术重点研究解决了复合材料自然环境老化、大型翼面壁板整体成型、机身大开口区载荷重新分布和应力集中、地面维护装备冲击损伤、健康检测等关键技术问题,并且建立了以中模高强碳纤维/韧性环氧树脂复合材料热压罐成形工艺为主的大型客机复合材料结构材料体系。
对复合材料机翼和机身结构的设计和工艺关键技术问题做了较为详尽的介绍。
关键词:复合材料;大型客机;机体结构;应用;效益中图分类号:V21418 文献标识码:AAbstract :Extensive use of co mpo site materials is a p ro minent characteristic of airf rame design for the new generatio n large commercial aircraft.The amo unt of compo site materials has reached up to 50%of the air 2f rame po site structures not only significantly decrease the structural weight ,but also imp rove the perfo rmance of co rro sio n resistance ,fatigue and maintenance.Boeing 787’s humanity design of the en 2tire compo site f uselage significantly imp roved passenger comfo rt and convenience.Technology for large co mmercial jet co mpo site structures focuses on studying and resolving the natural aging of the compo site material ,large wing panel integral manufacture ,load redistributio n and stress concentratio n in large f use 2lage opening areas ,ground maintenance equip ment impact damage ,health testing ,and other key technical p roblems.A large co mmercial aircraft co mpo site structure material system is established based mainly o n middle 2module high 2strength carbo n fiber/to ughness epoxy compo site material autoclave technology.De 2tailed introduction to the key technical p roblems of co mpo site wing and f uselage structural design is p resen 2ted in this paper.K ey w ords :composites ;large commercial aircraft ;airf rame ;application ;efficiency 新一代大型客机主要指使用效率、经济、超凡的乘座舒适和便利以及环保(Environmental )等综合性能比当前航线使用的客机有很大提高的大型商用运输机[122]。
【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
【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。
A380复合材料的应用
A380飞机结构的先进材料和工艺中国航空工业发展研究中心航空技术所任晓华A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。
这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审（符合检查和维修标准）。
A380结构设计准则（见图1）。
重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。
裂纹增长速度以及残余强度（当裂纹产生时）将指导选择何种材料。
为了防止结构由外物损伤，需要考虑材料的损伤容限性能。
压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。
抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。
选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。
因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。
材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采购问题。
1新型且先进的金属材料从A380选材的分布来看（见图2），铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。
尤其是在A380机翼部位（机翼的80%以上是铝合金材料）要提高性能。
A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括：·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量；·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美；·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金；钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。
在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。
仅仅挂架和起落架的钛合金用量就增加了2%。
·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。
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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。
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，就需要安装隔框、桁条等加强构件[1~2]。
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，可飞机机身仍然是有金属参加的[1]。
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[2]。
隔框间距选择为559mm(22in)。
普通框和加强框的形式和数据选择如下图所示。
图1 普通框截面尺寸 图2 加强框截面尺寸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。
桁条截面尺寸如图3所示。
图3 桁条截面尺寸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[3]。
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：256.501800)02257.01(h P P ×−==80.41kpa当h 高度为11000m 时，压力为：256.5011000)02257.01(h P P ×−==22.31kpaP ∆=180011000P 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：/PR δσ=,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。
建立的有限元模型如图4。
图4 机身等直段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。
约束的具体形式如图5。
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。
图5对模型施加约束图6增压载荷作用下的机身等直段位移云图 图7增压载荷作用下的机身等直段应力云图 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。
蒙皮的周向张应力：58100 4.281.3220.0015t p D MPa σδ××===×V 蒙皮的纵向张应力：58100 4.240.1440.0015x p D MPa σδ××===×V 式中：P ∆——增压舱使用压差，Pa ；D ——机身直径，m ；δ——蒙皮厚度，m 。
由此可见，蒙皮的周向应力σt 是σx 的2倍。
对复合材料单层板来说，沿纤维方向的强度要远远大于垂直纤维的方向，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（详见参考资料[5]），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νG12E1t E1c E2t E2c12135 126 8.8 10.7 0.33 4.47表2 T300/QY8911单层的强度性能X t Y t X c Y c S1548 55.5 1226 218 89.9 3.1.2 复合材料机身蒙皮铺层设计根据层合板设计的一般原则（详见参考资料[5]），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]S。
3.2 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，计算结果如下所示。
图8增压载荷作用下的复合材料机身等直段位移云图可以看出，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 12161 285 158 272 33.1 260 254 36.4 244 174 242 180 最大应力/MPa1510 14701440 142014101400139013801380 1380 13901410最大应变/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。