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。

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。

然后选取若干个切面，按各切面的载荷(1D弯矩引起的轴力或受剪力)进行铺层设计，确定铺层角(铺向角)和各铺向角的铺层比例。

由设计许用应变值求出各铺向角层组的层数。

再校核各切面的强度，必要时作局部修改．对有集中力作用处作局部补强设计。

(2)确定层压构件具体的层板构形，如铺层的走向，各切面间的铺层过渡和剔除的位置和方式。

(3)根据连接和泊松比要求对铺层作局部润整。

(4)根据需要对壁板的受压失稳和蒙皮、腹板的剪切失稳问题进行检查。

必要时对铺层作局部修改，并优化铺叠顺序(目的主要在提高弯曲刚度和避免分层)。

2．层压结构件的设计
(1)飞机复合材料构件，如蒙皮、长桁(筋条)、梁、整体壁板等层压结构件，与金属结构件类似，大多由板件和薄壁杆组成。

因此，可以说层合板是层压结构件的一个基本组成部分。

而铺层设计是层压结构件设计中最关键的工作之一。

在7．3节中我们就铺向角和各定向层铺层比例的确定作了介绍，此处我们从使层压构件具有最佳的承载能力和刚度特性，以及尽量避免因铺层不合理引起的制造缺陷等方面考虑，
对层压构件的铺层设计原则综述如下。

1)除特殊需要外，结构应采用均衡对称铺层，以避免耦合效应(泊松耦合一般总有)。

2)铺层的纤维轴向应该与所受力的拉压方向一致，以便最大限度地利用纤维在轴向所具有的高的强度和刚度特性。

3)在设计铺叠顺序时，层合板的相邻层夹角应尽量为最小。

尽可能使不同铺向角的铺层均匀铺叠，不宜过多集中在一起。

根据经验，超过4层易出现分层。

4)由o‘，+45”，90’铺层组成的结构，其中任一铺向角的铺层百分比应大于或等于6H—lo％，以防基体直接受载。

；)为了提高构件的抗屈曲性能，对于受轴压的构件，例如梁、筋条、肋的凸缘部位和需承受轴压的蒙皮，除布置较大比例的o’铺层外，也需布置一定数量的+45’层，井应将445‘层尽量铺设于表面，这样做还可以改善工艺性。

对受剪切载荷的构件，如腹板等，主要布置2：45‘层，但也应布置少量的90”层，以提高剪切失稳临界载荷。

6)对承受集中力部位应进行局部加强(见图7．23)；当为集中冲击力时，还应配置一定数量与载荷方向成士45’的铺层，以便将集中载荷扩散。

7)对于可能遭受垂直于层合板平面的低能量冲击的构件，最外层铺设i 4扩层或加——层玻璃布可以提高抗冲击能力，对防剥离也有利。

对于连接区的铺层将在下面介绍。

(2)层压构件的层板构形。

正如前述层压构件合理的层板构形也十分重要，即确定铺层的走向，要否连续铺设，如何剔除或增加铺层等。

例如图7．17所示的AV 8B机翼的梁，其上缘条中就有一层4 45’织物层从凸缘的左右分别转90翻下，成为腹板的一部分，再分别转90’又成为下缘条中的一层。

这种连续铺设的层板构形显然有利于粱的缘条和腹板之间载荷的直接传递。

又如图7．24所示的整体壁板，各加强筋条的上缘条均与蒙皮贴合在一起，筋条的腹板部分则由上缘条延续下来转为垂直走向，形成(a)，(b)，(c)中的T形加强筋；或再转90‘构成筋条的下凸缘((f)
中的J字形和(e)中的I形加强筋)。

rd)，(e)则为帽形。

其中(a)，(b)，(c)三种均容易与框、肋连接，而(d)，(e)均很难连接。

但(a)图所示壁板的筋条下端易分层；而(b)，(c)图所示壁板的筋条因铺层连续铺设，把下端包起来了，故不易分层，且因加了一束单向纤维增强，其弯曲性能有所改善。

其中(c)因筋条腹板的一侧为平面，有可能工装可简单些。

I字形和帽形则不同程度地增加了构件的扭转稳定性和提高了屈曲强度，尤其是帽形，从而可允许壁板设计时增加两个筋条之间的蒙皮宽度，对减少零件数量有利。

由上可见，层板构形的合理与否，不仅会对构件的结构性能好坏有关，与结构的制造、装配工艺性也有联系，应予以重视。

(3)层压整体结构件——一种合理的复合材料结构的结构件形式。

所谓整体式结构就是若于个复合材料零构件它们本身的固化与相互间的连接过程同时完成，其中最常用的是各类翼面结构和机身结构的整体加筋壁板(如图7．24)。

整体加筋板由于取消了多个零件组装件、紧固件或胶接连接件，故有可能大大减轻结构重量、降低复合材料构件的成本。

如图7．25所示的“空中客车”A—310—300和A—300—600的复合材料垂尾安定面的整体壁板，蒙皮上带有整体长桁(即加筋条)和冀肋的缘条，构成格栅结构．该壁板底部宽?。

8m、高7．3 m，其零件数由铝合金盒形结构的2 076个减为复合材料结构的95个，重量比金属结构减轻22％。

图7．20所示的AV—8B 前机身也由于采用了整体式结构，使原来需要237个零件和6 440个紧固件的金属结构成为只需88个零件和2 450个紧固件的复合材料结构，结构重量也减轻了25．2片。

由于整体加筋，无敏感界面，可减缓腐蚀；同时由于提供了连续的传力路线，取消了连接件，还能提高结构的效率。

考虑到复合材料具有易成形井能共固化的成形优点，因此复合材料整体结构确是一种合理的，并很有发展前途的复合材料构件的结构形式。

整体结构件的缺点是尚难以制造过于复杂的构件；工装成本和修理成本高；且对有些部位，如难以接近的整体加筋壁板中筋条腹板部位较难以植测。

3．夹层蛄构
复合材料夹层壁板结构是另一种复合材料的摹本结构件形式。

夹层结构由面板和芯子组成。

面板多为薄的层合板，视其所受面内载荷主要是拉、压轴向载荷或是剪切载荷进行铺层设计。

芯子主要为各种材料的蜂窝夹芯，目前，Nomex纸质蜂窝是常用的轻质蜂窝。

设计时对一侧面板可采用不对称铺层，但对整个夹层板，铺层应该对称。

在薄翼面结构上有采用全高度蜂窝夹层结构(见图7．19)，但大多数结构是采用夹层壁板，此时面板承受面内载荷(轴向拉压和面内剪切载荷)，而芯材承受垂直于壁扳的剪切和压缩应力，由于有芯子的支撑，夹层结构有较高的抗弯刚度，防止面板屈曲。

因此，通常夹层壁板结构能减少按强度、稳定性和刚度设计的结构的重量。

现代飞机的每个部位包括蒙皮、肋、梁、各类操纵面、前缘、舱门和地板装置等，都有建议采用或已使用了夹层结构(包括金屑和复合材料夹层结构)。

A-330，A—340的方向舵和DC—10的垂尾都采用了复合材料夹层结构。

图7．26为波音—767的方向舵，其蒙皮壁板、梁和翼肋均使用了蜂窝夹层结构。

波音-360技术验证直升机的机身因采用复合材料夹层结构，壁板和框距加宽(框距宽达1．8 m)，与等效的金属半硬壳式机身相比，零件数减少86％，紧固件数量减少93％，加工与装配复合材料夹层结构的生产工时只有过去的一半，成本大幅度下降。

但目前在机冀整体油箱部位对夹层壁板结构尚很慎用，因如果没有很好的措施，燃油有可能会渗入夹层芯材中。

当选用低密度夹芯时还要考虑它往往对低速冲击、面板损伤以及吸湿等恶劣环境敏感．此外夹层构件的现场检测(不把构件从飞机上拆下来)相当困难，检测成本高。

其他还有一些结构形式，如缝纫(图7．27)和编织结构，将在下面予以介绍。

四、细节设计
与金属结构一样，细节设计能直接影响结构的耐久性和损伤容限，但复合材料结构有自己的特点．由于它大多是层压而成，因此由于刚度突变、应力集中、传力不连续，偏心、连接区、有面外载荷或制造缺陷等因素影响容易出现分层和局部层间脱胶，以致降低结构的承载能力，尤其是承受压缩载荷和冲击载荷的能力。

结构中容易出现分层的部位见图7．28，图7．30～图?，32，图7．14等。

究其原因，除去制造缺陷之外，从设计看，主要有以下一些原因．
由于不同铺向角的相邻铺层之间的刚度特性和热膨胀特性差别过大，从而出现过大的层间应力；另外在自由边或因冲击出现的层间法向应力均易引起分层。

为此应按本节“三”中提到的各原则进行铺层设计，对于构件的自由边和孔边还可以采用包边的方法防止分层；在连接孔处可加垫圈并采用定压力拧紧的办法．此外缝纫(图7．27)和三维编织可增加构件中的Z向纤维，对避免分层也是十分有效的。

至于开口区和连接区的细节将在本节“五”、“六”中详述。

此外在结构刚度变化较大的部位应精心设计，例如当构件厚度变化过剧或断层处理不当时也会引起分层。

此时必须将铺层数按图7．29的要求递减或做成小台阶形。

在表面铺设一层连续的铺层加以覆盖对于防剥离是很有效的。

应防止或减小应力集中，要防止构件上出现过小的弯曲半径(图7．14)。

在角形长桁和壁板<或蒙皮)的胶拄处则应按图7。

30谨慎选用连接方式．长桁的端头应斜削(图7．31)，以免刚度变化太大并导致在胶接面上需传谨过高的层间载荷．
蜂窝夹层结构是一种效率较高的复合材料结构形式，已经并将会得到广泛应用。

它与其他构件连接时应用胶接连接较多。

但有时易在胶接面处分层(如图7．31，图7．32所示)，所以端头处要斜削，另当蜂窝板受侧压力时，其边缘支持处其面板与蒙皮的胶接应考虑侧C压力的来向，建议采用图7．32的形式。

五、开口区设计
飞机结构上由于使用和维修的需要，开口通常是不可避免的。

与金属结构类同，开口区所在结构可能处于受正应力状态，此时开口区附近须通过蒙皮受剪参与，完成正应力的集中和扩散；也可能处于受剪应力部位，如粱、肋腹板，或者处于两种应力均存在的复杂应力状态下，如壁板上的开口。

复合材料开口区的设计与金属结构相比有以下设计特点。

1．开，对复令材料蛄构的影响与金属结构的比较
’， ^
(1)．开口不可避免会切断摹些纤维，影响纤维受载的连续性，因此应尽量开小口，开口的形状和位置应尽量少切断纤维(图7．33(b))；并采用应力集中系数小的形状(图7．33(c))。

(2)复合材料丛初始加载直到破坏无明显塑性阶段，一般在有纤维断裂前不易使应力重新分布，所以开口区的强度削弱比较严重。

开口影响区也比金属结构相应的影响区大。

以受剪结构为例，有资料介绍．复合材料的特征衰减长度^(即影响区)与各向同性材料的^，之比由理论分析可得：
以碳／环氧单向板为例，由于c‘比G。

大得多，^／A，可达3．5—4。

o。

该^还与开口大小相对于结构基本尺寸的比值有关。

以剪应力为主时圆形开孔为例(材料为T300／5ZZ2，土45‘层占60％以上)，当d／W＝O．2时λ≥2．5(W为板宽)；d／W ＝O．4时，A≥6．O；d／W＝4．8时，λ>>d．比值越大，影响区越大．由此可知复合材料开口区的补强范围较金属结构的范围要大．
3)复合材料构件有孔时的应力集中系数与层合板的铺向角有关．碳／环氧o‘层合板(即纤维方向与载荷一致时)的K约为7；而土45‘层合板的K则为2。

因此开口区采用较多的土45‘铺层一般比较有利．如对受剪构件，i 45’层的比例可等于或大于60％，
(4)构件受正应力时，因复些料层合板的剪切强度低，故开口附近的参与区大．以一个近似的数例作定性说明．现取T300／4211的[02／土45／0／i45／0]s层合板，其强度值见表7．11所示。

<5)复合材料结构的开口边缘存在自由边效应，应采取合理的防分层措施。

六、复合材料结构的连接设计
相对金属结构而言，复合材料虽然具有提高结构整体性的优越条件，但由于设计、工艺和使用维护等方面的需要或限制，还是必须安排一定的设计和工艺分离面、维护口盖等，必须有相应的连接，所以连接设计在复合材料结构设计中是必不可少的关键环节之一。

然而复合材料结构与金属结构的连接设计和强度分析具有不完全相同的内容和特点，影响复合材料连接强度的因素要复杂得多，对此要予以特别注意。

复合材料连接可分为胶接，机械连接(包括螺栓连接和铆接)和混合连接三种类型。