飞机复合材料设计

目录复合材料 (2)1. 复合材料特点 (2)1.1 复合材料的应用 (2)1.2 设计规范的演变 (2)1.3 复合材料适航验证试验程序 (3)1.4 碳纤维树脂基复合材料优点 (3)1.5 碳纤维树脂基复合材料缺点： (4)2. 材料种类 (4)2.1 树脂基体 (4)2.1.1 热塑性复合材料 (4)2.1.2 热固性复合材料 (5)2.1.3 树脂材料性能对比 (5)2.2 增强纤维 (6)2.2.1 碳纤维 (6)2.2.2 玻璃纤维 (7)2.2.3 芳纶纤维 (7)2.2.4 材料性能对比 (7)2.3 预浸料 (7)2.4 芯材 (8)2.4.1 蜂窝芯 (8)2.4.2 泡沫芯 (8)2.5 胶粘剂 (9)3. 复合材料试验验证步骤 (9)4. 复合材料结构设计 (9)4.1 复合材料设计基本要求 (9)4.2 设计选材 (9)4.2.1 设计选材需求 (9)4.2.2 夹层结构的选材 (10)4.3 层压板设计 (10)4.3.1 铺层方向和比例 (10)4.3.2 铺层设计 (10)4.3.3 丢层要求 (10)4.3.4 拼接 (11)4.3.5 开口设计要求 (11)4.4 夹层结构设计 (11)4.4.1 制造方法 (11)4.4.2 面板设计准则 (11)4.4.3 芯材 (12)4.5 细节设计 (12)4.6 复合材料设计优化 (12)4.7 复合材料连接 (13)4.7.1 胶接结构 (13)4.8 垂尾复合材料结构设计 (14)4.9 复合材料检测 (14)5. 复合材料制造 (14)5.1 复合材料的成型方法和特点 (14)5.2 成型工艺过程 (15)5.2.1 热压罐工艺 (16)5.2.2 RTM工艺 (16)5.2.3 机加工艺 (16)5.3 制造缺陷 (16)复合材料1.复合材料特点复合材料主要由基体和增强材料组成。

非金属基体包括树脂、陶瓷等，增强材料包括碳纤维、芳纶、玻璃纤维等。

应用最多的是树脂基碳纤维复合材料，其次是芳纶纤维。

玻璃纤维因其强度、刚度较差，难以用在受力结构上，但因为价格便宜，民机上有较多应用。

复合材料的韧性和对环境的耐受能力主要取决于树脂。

韧性：表示材料在塑性变形和破裂过程中吸收能量的能力，韧性越好，则发生脆性断裂的可能性越小。

1.1复合材料的应用复合材料首次应用于空客A310-300（1985年）的垂尾上，后来应用到了扰流板、方向舵、起落架舱门、整流罩等部位。

A340（2001年）首次将复合材料用在机身上，后气密压力框；A380（2005年）将中央翼盒用复合材料，将后压力框后部机身用复合材料，上层客舱底板、龙骨梁。

A400M（2009年）第一架使用全碳纤维增强树脂基复合材料的机翼飞机。

波音787（2009年）第一家引入全复材机体结构，整个机身结构用了碳纤维增强树脂复合材料。

空客后来的A350XWB也是全复材机身。

1.2设计规范的演变FAA针对复合材料结构合格审定中的新问题，于1978年颁布咨询通告AC-20-107A“复合材料飞机结构”，制定了一个可接受但不是唯一的验证方法，适用于FAR23、25、27和29涉及的所有航空器的复合材料结构，成为制定满足适航要求的复合材料飞机结构设计、分析和试验方法的依据。

针对各类飞机复合材料20多年的使用经验和教训，FAA于2003年提出FAA AC20-107B草案。

更明确的领域包括：损伤容限（冲击状况、分散系数、疲劳载荷谱、试验验证等）；环境条件和试验验证；结构胶接（弱胶接问题）；维修、检查和修理；可燃性和耐撞性；鉴定新材料和新工艺；与A版内容对比新增内容有：适用对象；附加考虑；附录3关于复合材料和工艺的变更；具体更新内容有：材料规范、工艺规范、质量控制；结构保护；设计值、结构细节；静力试验；损伤容限评定；持续适航；耐撞损性；闪电防护；增补内容有：颤振和其他气动弹性不稳定验证；在结构适航性方面，FAA使用咨询通告规定，申请人使用MIL-HDBK-17（Military Handbook 17，军用手册）中规定的材料性能作为型号符合性审定过程中的材料依据，并且使用美国材料与试验学会（American Society for testing and material，ASTM）的试验标准作为型号审定过程中获取材料性能依据的试验方法。

1.3复合材料适航验证试验程序支撑疲劳和损伤容限并符合适航当局适航规范文件中定义的适航验证试验程序如下：a、CFRP结构部件是由合格的材料和合格的生产过程制备而成，在该部件中人为地引入最大允许制造缺陷（孔隙率、分层等）和最大允许（不可见）冲击损伤；b、在该部件上施加动态载荷，模拟一个完整的设计目标寿命（疲劳阶段）。

c、施加静态载荷，部件不能失效；d、对部件施加可见损伤和更大的冲击损伤；e、在该部件上继续施加动态载荷，或模拟另一个设计服役目标；f、最后进行部件剩余强度试验，要求部件具有承受限制载荷的能力。

1.4碳纤维树脂基复合材料优点a、比强度、比刚度高。

结构能否减重的主要性能；b、可设计性强。

根据使用要求设计，提高结构效率；c、良好的抗疲劳性能好，特别是抗拉疲劳性能，纤维是多路传力路线结构，裂纹不易扩展。

d、抗腐蚀性能好，腐蚀疲劳性能明显优于金属；e、便于大面积整体成型和制造形状复杂零件，可大幅度降低零件数量和连接件数量；f、具有良好的尺寸稳定性，碳纤维的热膨胀系数几乎为零或负数；g、可进行电磁特性剪裁，有隐身功能。

1.5碳纤维树脂基复合材料缺点：a、层间强度低。

容易产生分层破坏，降低承载能力；b、冲击韧性差。

碳纤维复合材料比较脆，抗冲击载荷能力差，容易出现损伤和分层；c、成本较高。

目前碳纤维和芳纶纤维的成本比较高。

2.材料种类2.1树脂基体树脂基体分为热固性树脂和热塑性树脂。

热固性复合材料中常用和性能优良的是环氧树脂和双马来酰亚胺树脂。

常用的热塑性树脂有聚醚醚酮（PEEK）、聚苯硫醚（PPS）、聚砜（PS）等。

2.1.1热塑性复合材料热塑性复合材料破坏应变高、断裂能高、固化过程可逆。

优点为：固化时间短、边角废料可重新使用，可进行成型后再处理，贮存寿命无限，不需冷藏。

还具有下列优点：a、改善了环境耐受能力，耐温、耐潮；b、便于整体成型和再加工，提高了材料利用率；c、增强了韧性，损伤容限能力好；d、缺点是原材料成本高，工艺性比较难e、缺点是需要高温和加压处理、粘性极差。

碳纤维增强PPS的力学性能低于响应PEEK的力学性能（PPS拉伸强度75-85MPa，PEEK拉伸强度90-100MPa）。

2.1.2热固性复合材料热固性树脂破坏应变低、断裂能低、固化过程不可逆；优点是固化温度比较低，与纤维浸润湿性好，可构造复杂形状，可用液态树脂制造。

缺点是固化时间长，贮存寿命有限（需要冷藏）。

飞机承力结构上一般选用的是热固性环氧树脂，热塑性用的比较少。

125摄氏度和180摄氏度这两种环氧树脂体系已经经过鉴定的。

环氧树脂的黏度范围大，适用于不同的制造工艺和固化过程，适用于热压罐成型、真空袋成型、树脂传递模塑成型和拉挤成型，固化温度从室温至180℃。

主要缺点是吸湿性强，尤其是在高温下，水分使玻璃化转变温度降低。

酚醛树脂具有优异的绝缘性能、耐湿性和良好的电性能。

一般用于内饰，要求使用材料低烟、低毒、阻燃性好等。

聚酰亚胺树脂（PI）包括热固性和热塑性两类，热固性聚酰亚胺具有优异的热氧化稳定性和良好的综合力学性能，耐温较高，可达到300-400℃，用于高超声速飞机和发动机上。

已进入商品化的有PMR-15和PMR-II等。

但其成型工艺较环氧树脂差，其固化需要很高的固化温度，通常超过290℃。

双马来酰亚胺树脂（BMI）具有良好的耐高温、耐辐射、耐湿热、吸湿率低等特性。

与环氧树脂相比，主要优点是较高的玻璃化转变温度，可高达260℃-320℃，而高温环氧树脂通常低于260℃。

还具有较高的伸长率2%-3%，环氧树脂伸长率1%-2%。

成型工艺和环氧树脂类似，适用于热压罐、注射模塑法、树脂传递模塑等，成本一般比环氧树脂高。

主要用于耐高温零部件。

预浸料一般现在用的最多的是热固性树脂。

2.1.3树脂材料性能对比与环氧树脂相比，热塑性树脂表现出优异的热湿强度性能（PEEK室温最大吸湿率在0.5%，增韧环氧树脂在1-5%）。

热塑性树脂材料的面内剪切强度和断裂韧性比环氧树脂优异。

拉伸模量相近，2.2增强纤维飞机用增强材料的基本形式是丝束（连续纤维束）及织物。

丝束是增强材料的最基本形式，用于制备单向带。

织物可分为无纬布、平纹布、缎纹布。

主承力复合材料结构中处于支配地位的纤维材料是碳纤维，一般按照强度性能分为低模、中模、高模。

芳纶纤维容易吸湿，仅限于特殊用途。

玻璃纤维能提供较高强度，成本低，但是模量相当于碳纤维的1/3到1/4，密度比较高，减重优势不明显，很少的民机结构采用玻璃纤维。

2.2.1碳纤维代号：高强碳纤维（HT），最常用的拉伸模量240GPa，拉伸强度3600MPa。

HM：高模量；HT：高强；HST：高失效应变；IM：中模量；LM：低模量；碳纤维丝束包括1K（1束1000根单丝），3K、6K、12K、24K。

日本东丽公司（Torayca）碳纤维分两个系列，T系列和M。

T系列表示的是拉伸强度，M系列表示的是模量。

牌号：T300、T800、T1000。

T300拉伸强度3530MPa；拉伸模量：235GPa；密度1.76g/cm*3；T800拉伸强度5590MPa；拉伸模量：294GPa；密度1.8g/cm*3；AMMS 3103；复合材料标准：advanced Materials and mechanical sciense。

普通碳纤维，比强度1.74，比刚度130。

一般民用产品和一般航空结构。

中强碳纤维（如T300、T500），比强度1.8-2.7，比刚度130-170。

用于民机结构、军机一般结构。

高强高韧碳纤维（如T800、T1000），比强度3.1-3.9，比刚度160-170。

用于航空、航天主要受力结构。

高模碳纤，比强度0.95-1.35，比刚度210-330。

维用于重量控制很严、刚度要求很高的结构，如航天飞机机械臂。

2.2.2玻璃纤维高强玻璃纤维（如S玻璃纤维），比强度1.04，比刚度32.1，断裂应变3.25%，用于透波类结构（雷达罩）和耐冲击类结构。

用作碳纤维和金属接触处的电绝缘层。

2.2.3芳纶纤维芳纶纤维是一种有机合成纤维，具有高强度、高模量、耐热性能好、阻尼性能好；化学稳定性和热稳定性好。

主要缺点是吸湿性强、压缩强度低，和树脂结合界面性能略差。

芳纶纤维首先由美国杜邦（Dupont）化学公司研发，Kevlar-149比kevlar49大大改善了吸湿性能。