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。
表1-1 国外复合材料在军机上的应用情况
国别
机种 F-14 F-15 F-16
用量(%) 1 1.2 3.4
F/A-18A
12
首飞 时间 1969 1972
1976
1978
复合材料体系
应用情况
硼/环氧树脂 硼/环氧树脂 碳/环氧树脂(AS4/3502)
碳/环氧树脂
水平安定面
水平安定面、垂直安定面、方向舵
机翼蒙皮
B-1 轰炸机
X-31A YF-22 F-22
碳/环氧树脂、 硼/环氧树脂、 Kevlar49/环氧树脂
机身大梁、平尾、垂尾、前缘缝翼、襟翼、进气道斜板、舱 门等
17
1990 碳/增韧环氧(IM6/6376)
23
1991
碳/增韧双马(IM7/52502)
24
1996
碳／增韧双马 (IM6/5250-4)
5.5
76.5
4.5
13.5
第4代
Boing777 A340
11 8
70 75
7 6
11 8
比强度和比刚度
飞机结构上使用的复合材料以碳纤维/环氧树脂为代表，它具
有高的比强度(b/)和比刚度(E/)，可使飞机的结构重量大幅度减
小。表1-3列出了几种单向复合材料与常用金属材料性能的比较。
更为先进的T800/改性环氧树脂的比强度可高出铝合金10倍，比刚
(1) 主要的缺陷/损伤类型 裂纹是金属飞机结构的主要损伤形式。 复合材料结构的关键缺陷/损伤形式是界面脱胶、分层和低能量(特 别是低速)外来物产生的冲击损伤。冲击损伤的威胁在于当内部产 生大范围基体开裂和分层时，外表面往往仍目视不可检，但其压 缩承载能力已大幅度下降(外表面目视勉强可检的冲击损伤可使其 压缩强度降为无损强度的40%)。分层是复合材料层压结构特有的 损伤形式。生产过程中工具坠落、撞击；使用过程中跑道碎石及 冰雹、鸟类等外来物冲击，以及局部层间应力集中或结构超载， 都可能引起内部分层。这类损伤的存在和扩展对层压板或结构强 度和刚度下降的影响是显著的。
进气道斜板、垂尾、平尾。 机翼蒙皮（碳/双马来酰亚胺）
除前机身外，包括机翼在内的所有蒙皮结构。前机身边条、 翼根延伸段等
AV-8B
26.3 1982
碳/环氧树脂
机翼蒙皮和亚结构骨架，其机翼70%重量为复合材料结构。 比金属结构减重20%以上。机翼梁和肋为“工”形剖面，腹 板为正弦波纹板Biblioteka 美A-612
碳/环氧树脂
25.8
4.52
玻璃纤维/聚酯复合材料 1 245
48.2
623.0
24.1
2.0
高强度碳/环氧树脂
1 471
137.3
1 014
94.7
1.45
高模量碳/环氧树脂
1 049
235.0
656.0
146.9
1.60
芳纶/环氧树脂
1 373
78.4
981.0
56.0
1.40
各向异性和可设计性
由单向预浸带铺叠并固化而成的层压结构是目前飞机复合 材料结构的主要形式。单向带呈现强烈的正交异性(沿纤维方向 的性能与垂直纤维方向的性能差别很大)，可以在不同的方向铺 设不同比例的单向带，来满足结构平面内所需方向性能的要求。 设计出的层压结构可以是各向同性，也可以是各向异性的；可 以是对称均衡，也可以是非对称非均衡的。这个特点给设计师 留下了更为自由的设计空间，使设计师可以实现过去用各向同 性的金属材料无法实现的梦想。利用先进复合材料的低密度进 行等代设计实现减重目标，是早期的复合材料结构设计方法， 远远不能发挥复合材料的优势。前掠翼飞机和零热膨胀系数结 构只是利用复合材料层压板的各向异性和可设计性，来实现设 计师创新设计的范例。当然各向异性给结构设计、分析和制造 增加了困难，这也是复合材料结构设计的特点之一。
机翼、机身蒙皮 机翼、中机身隔框和蒙皮、尾翼 机翼、中机身隔框和蒙皮、尾翼、前机身
米格29 7
S-37
21
前掠机翼等
俄 雅克-141 24
机翼、尾翼、部分机身
1.42
16
1.44
30
Rafale 24
法
幻影4000
碳／增韧双马 (IM6/5245C)
机翼、垂尾、鸭翼、副翼、前机身蒙皮 整体油箱翼盒、尾翼等
(3) 疲劳性能 金属对疲劳一般比较敏感，特别是含缺口结构受 拉-拉疲劳时，其疲劳强度会急剧下降，但复合材料一般都显 示有优良的耐疲劳性能。对于常用的纤维控制的多向层压板， 在拉-拉疲劳下，它能在最大应力为80%极限拉伸强度的载荷下 经受10E6次循环。在拉-压或压-压疲劳下，其疲劳强度略低一 些，但10E6次对应的疲劳强度一般约为相应静强度的50%。特 别是压-压疲劳下含冲击损伤试样在10E6次对应的疲劳强度， 一般不低于相应静强度的60%。另外含冲击损伤和分层的复合 材料结构在疲劳载荷下，一般很难观察到它们在疲劳下的扩展， 即使出现损伤扩展，也往往出现在寿命后期，并且很难确定其 扩展规律。
英 美洲豹虎
碳/环氧树脂
机翼、方向舵
表1-2 民用飞机结构用材料重量百分比
占结构重量
材料
百分比(%)
复合材料 铝合金
钛合金
钢
机型
第1代
Boing707
0.2
第2代
Boing747 A300
1 5
81 76
4 4
13 13
Boing767
3
80
2
14
第3代
Boeing757
3
78
6
12
A320