民机上的先进复合材料及其适航审定

民机上的先进复合材料及其适航审定
袁宇慧
中航第一飞机设计研究院上海分院，200232 摘要
本文介绍了先进复合材料在民用飞机上的发展和应用，以及复合材料结构的适航审定。

先进复合材料具有较高的比强度比模量、质量轻、抗腐蚀、可设计性强、便于大面积整体成型等优点,其在飞机上的应用及其用量多少已成为衡量民用飞机技术先进性的重要标志之一。

民用飞机复合材料可分为两大类：结构用复合材料和舱内材料。

半个世纪以来，复合材料在民用飞机上的发展迅速，用量从二十世纪六、七十年代的1～3％发展到如今的50％，用途已从小型、简单的次承力构件发展到大型、复杂的主承力构件。

国内首架拥有自主知识产权的支线客机ARJ21飞机只采用了部分复合材料结构，用量仅占结构重量的3%。

复合材料在国内民机上的扩大应用受到诸多因素的限制，主要有：材料采购成本高，能成熟应用的复合材料种类单一，复合材料的工艺技术水平落后等。

目前国际上普遍采用¡积木式方法¡来进行复合材料的设计和适航审定。

¡积木式方法¡是将复合材料结构发展研制过程中的试验验证环节分成5级：试样试验、元件试验、次组合件试验、组合件试验、全尺寸试验。

每个级别的验证试验都应处于适航监控之下。

对于新材料，试验应至少包括试样试验、元件试验、次组合件试验、组合件试验。

已成熟应用的复合材料，可采用等效性试验的方法，来寻求替代的材料体系和/或材料供应商，以降低试验成本。

关键词：民用飞机先进复合材料适航审定
Advanced Composite Materials (ACM) in Civil Aircraft
and its Airworthiness
Abstract
The development and application of ACM in civil aircraft were introduced in this article. The airworthiness of composite structure was introduced, too. Advanced composite material has a series of favorable characters such as high strength-to-weight, high module-to-weight, corrosion resistant, lightweight etc. The application of ACM in civil aircrafts is structure composites and other composites. The application of ACM in civil aircrafts is developed very quickly recently. The usage of ACM just was 1~3% in 1960s.T oday, the usage is 50%. The application is changed from small, simple structures to huge, complex supporting structures. The application of ACM in ARJ21 is only 3%, limited by the high material cost, the low process level.
The Building Block Approach is used to design composite structures and its airworthiness. The tests during composite structures¡ research are divided to 5 parts: coupon, element, detail, subcomponent and component. All tests should be done under the monitoring of CAA. For new materials, the tests should include coupon, element,
detail, and subcomponent tests at least. Alternate material equivalence test should be done to qualify an alternate system and/or supplier, when one composite material system from a single supplier has been qualified.
Key words: Civil aircraft Advanced Composite Materials Airworthiness
前言
材料、能源和信息技术是现代文明进步的三大支柱。

近年来，随着科学技术的不断进步，材料技术得到飞速发展，其中尤以先进复合材料的发展最为突出。

先进复合材料(ACM)专指可用于加工主承力结构和次承力结构、其刚度和强度性能相当于或超过铝合金的复合材料，目前主要指有较高强度和模量的硼纤维、碳纤维、芳纶等增强的复合材料。

[1]ACM除具有较高的比强度、比模量外，还具有质量轻、延展性好、抗腐蚀、导热、隔热、隔音、减振、耐高(低)温、可设计性强、便于大面积整体成型等优点。

在飞机上采用先进复合材料可以大幅度减轻机体结构质量、改善气动弹性，提高飞机的综合性能，因此先进复合材料在军用和民用飞机上的应用不断得到扩大。

[2]
在材料应用方面，军用飞机主要强调质量的减小和作战性能的提高，因此先进复合材料在军机上的用量大而且进展很快。

[3]某些正在研制中的新型战斗机上应用的先进复合材料甚至已占结构总重量的50～60％。

而民用飞机作为以载客飞行和运营为目的的交通工具，更重视成本的下降和经济效益的提高。

与军用飞机相比，民用飞机对飞机结构及零部件的可靠性要求更为严格，特别强调经济性，舒适性、便利性、环保性以及长寿命等。

因此，先进复合材料在民机上的应用数量相对较少。

但是，在民用飞机上采用先进复合材料以及先进复合材料用量多少目前已成为衡量民用飞机是否具有技术先进性的重要标志之一。

[4]
一、国外民机先进复合材料的发展及应用现状
民用飞机复合材料可分为两大类：一为结构用复合材料，二为舱内材料。

在结构上，先进复合材料主要应用在飞机方向舵、升降舵、襟翼、副翼、扰流板、蒙皮、压力舱尾翼、整流罩、天线罩、短舱和地板梁等构件，[5]如图1所示。

图1 民用飞机复合材料的典型使用部位
从民用飞机发展来看，美国波音公司第一代民用客机B707上没有采用复合材料，其用量为零。

二十世纪六、七十年代先进复合材料在民用飞机上的用量还只有1～3％，如DC-9、DC-10、MD-80和L101-1等客机上先进复合材料的用量还只有1％左右，B747飞机的先进复合材料的用量在当时处于较高水平，也仅有2～3％。

二十世纪八十年代民用飞机先进复合材料的用量有所提高，波音公司B757飞机上先进复合材料的用量为3～4％，B767则达到4～5％。

欧洲空中客车公司的先进复合材料的用量比美国波音公司的高，A300-600达5～6％、A310接近l0％，而A320则超过了l0％。

到二十世纪九十年代欧洲空中客车公司A321、A330和A340等飞机上先进复合材料的用量都增长到13～15％，A322则在15～16％。

波音公司的B777为10～11％。

欧洲空中客车公司大型客机A380上先进复合材料的用量在25％左右。

而波音公司最新型的B787梦想飞机上所用的材料，铝合金仅占20％，而先进复合材料的用量则高达50％。

图2为国外民机复合材料的应用发展趋势。

图2 复合材料在民用飞机上的应用增长趋势
国外民用飞机的发展表明：随航空技术的发展，先进复合材料的用量比例在不断增长，用途已从小型、简单的次承力构件发展到大型、复杂的主承力构件。

复合材料在民用飞机上的用量取决于复合材料的结构设计与分析技术、商品化复合材料的性能，以及成形工艺的技术水平（包括试验和无损检测的水平）。

A380飞机复合材料构件的尺寸与其他同类飞机相比，无论长度或厚度都超过1倍，除了采用常规的手工铺层／热压罐工艺外，还采用了一系列复合材料先进制备技术，包括：先进纤维铺放技术(AFP) 、预浸带自动铺层技术(ATL)、树脂膜浸渗技术(RFI)、树脂传递模技术(RTM )、拉挤(Pultrusion)和热塑性树脂成型／焊接技术等等。

[5]
二、国内民机复合材料的应用现状
经过多年的努力，国内复合材料的设计能力、试验验证手段、制造工艺水平、维修能力取得很大发展。

军用飞机上大量采用了复合材料结构，民用飞机复合材料的结构设计、制造也进行了探索和实践。

在国内飞机复合材料结构设计现状的基础上，国内首架拥有自主知识产权的支线客机ARJ21飞机采用了部分复合材料结构。

ARJ21飞机复合材料结构的应用部位主要有垂尾方向舵、翼身整流罩、翼稍小翼、雷达罩、客货舱地板等结构。

采用两类复合材料，碳纤维/环氧树脂和玻璃纤维/环氧树脂。

选用的预浸料为碳纤维/环氧预浸料（包括碳纤维单向带和织物）、玻璃纤维布/环氧预浸料。

用于民机上的复合材料预浸料，必须严格符合经适航批准的材料技术条件。

ARJ21飞机对碳纤维/环氧预浸料和玻璃纤维/环氧预浸料分别建立了材料规范，对预浸料的各项性能提出了明确的要
求。

以碳纤维/环氧树脂预浸料为例，规定的性能包括预浸料物理和化学性能、层板物理性能、层板力学性能、夹层结构板的力学性能。

具体如下：
a). 预浸料的物理性能：
树脂含量、挥发物含量、树脂流动性、纤维单位面积重量；
b). 预浸料的化学性能
未固化树脂的化学结构、树脂成分分析；
c). 层压板/夹层结构板的物理性能
单层厚度、内部孔隙率；
层压板/夹层结构板耐环境性：包括异丙醇、甲乙酮、喷气燃油、防冻液、液压油等。

d). 层压板力学性能
拉伸强度和模量以及拉伸应变、压缩强度和模量、层间断裂韧性G IC、开孔拉伸强度、开孔压缩强度；
e). 夹层板力学性能
长梁弯曲强度、P/Y值、平面拉伸强度。

其中一些关键力学性能的指标考虑了服役中预期的环境条件（温度和湿度的影响），即规定了不同测试条件下的数值。

例如，层压板拉伸极限强度的测试条件为：-75℉、75℉、200℉、200℉（湿态）、240℉（湿态）、270℉（湿态）。

材料规范对预浸料的贮藏时间进行了严格的规定：贮存在10℉（-12.2℃）或更低温度以下的防潮密封容器内，从装运之日起180天。

材料规范对预浸料的质量作出了规定，如预浸材料在质量和状态上应均匀一致等；明确了预浸料卷料可接受的缺陷尺寸；规定必须标识出预浸料上的每个缺陷；有缺陷的材料不应计入采购总量等等。

此外，材料规范明确规定了试验件的制作，包括层压板的铺层数、主要的辅助材料、固化参数、操作程序、试验件加工的角度、加工所采用的刀具等。

材料规范还对试验作出了详尽的规定，指定了性能测试的试验方法、所用的试验设备，规定了最少的试验数量以及试验程序。

用于性能测试的试验方法是国际通用的ASTM方法试验方法，当无适用的ASTM方法时，指定的试验方法也是获得大量数据验证支持的。

这些试验方法均获得材料采购方和供应商双方的认可。

规范指定的方法与国内现有的国标、航标试验方法不同，试验用到的试验设备（主要是夹具）也与国内现有的试验设备不同。

现阶段直接采用国内的试验方法缺少试验数据支持，且不容易获得材料供应商的认可。

民用航空对先进复合材料的要求最主要的是要¡稳定¡、¡可靠¡和¡可重复¡。

要求材料供应商提供
的原材料质量稳定、可靠。

目前，ARJ21飞机已经完成上述复合材料预浸料的供应商认证的材料试验工作，并且已获得适航批准。

三、ACM在国内民机上扩大应用存在的问题
为了符合民用飞机的经济性要求，复合材料应用在民机上必须降低成本。

为了促进复合材料在民用客机上的应用，首先要降低纤维复合材料的原材料成本；其次要提高纤维复合材料的制备效率；三是要改进大型复合材料构件的制备工艺技术。

目前国内民机复合材料应用成本还较高，主要受到以下几方面的限制：
1）材料采购成本较高：
能提供质量稳定、可靠的复合材料预浸料的供应商基本都是国外的供应商，使得材料的采购周期长、价格比较昂贵。

国内还没有成熟的材料供应商，也没有一种通过适航验证的碳纤维或预浸料。

而且国际上存在对碳纤维出口的限制，从国外直接采购碳纤维也比较困难。

需要大力发展国内的碳纤维和复合材料预浸料的制造技术。

2）能成熟应用的复合材料种类单一：
ARJ21飞机上用的复合材料种类单一，仅有碳纤维预浸料和玻璃纤维预浸料，不能有效地发挥复合材料的结构可设计性优点，局限了复合材料在飞机结构上的应用。

复合材料用于民用飞机，必须建立有效的材料技术条件。

国内缺少获得适航批准的技术规范。

建立新的技术规范，必须获得大量的试验数据支持。

国内军机在复合材料的使用上已经积累了大量经验和数据。

但由于民机上复合材料验证的试验方法多采用ASTM标准，而军机体系采用的测试方法多为国标、国军标等，难以直接用于民机。

若能同过试验验证建立原有数据与标准试验方法之间的关系，可以大大促进民机复合材料技术规范的建立。

3）复合材料的工艺技术水平较落后：
复合材料构件制备的工艺技术水平较落后，能成熟用于生产的工艺仅有手工铺层/热压罐固化一种，这也限制了复合材料结构的设计灵活性。

此外，若复合材料飞机零部件均由手工铺设，效率低下，劳动力成本高，废品率较高，部件的重现性能也较差。

生产过程的成本需要通过新技术的发展来降低。

纤维定位及缠绕自动化技术、树脂膜浸渗技术(RFI)和树脂传递模技术(RTM)等工艺都有望降低成本。

如弯曲度较小的平面结构，机翼壁板、副翼、垂尾及平尾蒙皮等，均可由自动铺带机完成。

[6]树脂转移成型(RTM)因其生产周期短、自动化程度高也可大大降低成本。

此外，RTM使用所匹配的金属模具能很好地保证产品的质量。

同时，这些新的技术能确保机身结构的整体性，而这种整体性是有效耐压，保证乘客安全的关键之所在。

[7]
四、复合材料的适航鉴定
先进复合材料结构如何满足适航要求，是民用飞机设计过程中需重点考虑的问题。

美国采用FAR25、FAR23等条例进行民机适航审定，欧洲的相关条例为JAR25和JAR23。

我国也先后颁布了《中国民用航空条例》第25部（CCAR-25）和第23部（CCAR-23），内容和FAR25、FAR23类似。

[8]从材料角度来说，复合材料应满足FAR25（CCAR25）第603条款的要求，即：材料建立在经验或试验的基础上；符合经批准的标准(如工业或军用标准，或技术标准规定)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其它性能；考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。

从结构强度来说，复合材料结构则需满足FAR25（CCAR25）第613条款的要求，即：材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据(材料应符合经批准的标准)，在试验统计的基础上制定设计值；设计值的选择必须使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小；至关重要的部件或结构在正常运行条件下热影响显著的部位，必须考虑温度对设计许用应力的影响等等。

[9]
适航条例提出了复合材料飞机结构必须满足的基本原则，但在实际操作中，一般遵循美国FAA 的咨询通报AC20-107A对复合材料结构进行适航审定验收。

AC20-107A是目前有关复合材料适航审定的一份较系统、较完整的文件，对复合材料飞机结构制定了一个可以接受但不是惟一的验收方法。

AC20-107A将复合材料结构验证分成：材料和制造验证、静力结构验证、结构的疲劳和损伤容限验证、结构的颤振验证、和其他方面的验证（包括冲击动态性能、燃烧性能、闪电防护、检测维修等等）。

这个方法和目前国际上普遍采用的¡积木式方法¡类似。

¡积木式方法¡将复合材料结构(一般指部件级以上的结构)发展研制过程中最重要的试验验证环节分成5级：试样试验（coupon）、元件试验（element）、次组合件试验（detail）、组合件试验（subcomponent）、部件试验(component)。

从试样试验到部件试验，试验由下至上逐次进行，下一级试验以上一级试验的结果为基础，形成金字塔形，如图3所示（摘自MIL-HANDBOOK-17）。

试片级试验件可多达上千件，全尺寸试验件则只有1～3个。

有时，下一级的试验无需进行，可由上一级试验的结果分析得出。

图4是一个典型的材料/结构认证过程的积木式流程（摘自MIL-HANDBOOK-17）。

试样试验主要考察与结构形式无关的材料性能，包括纤维面积重量、基体含量、空隙率、固化后的单层厚度，标准层板的拉伸强度与模量、压缩强度与模量、剪切强度与模量、层间断裂韧性等。

试样试验为材料体系提供结构设计的数据库、环境因素对材料设计性能的影响。

元件试验评价材料容许常见层板中不连续性的能力，包括开孔与填孔拉伸强度、开孔与填孔压缩强度、冲击后压缩强度等等。

次组合件试验、组合件试验和部件试验与复合材料的应用情况、结构形式相关，用于评价结构的组合形式和破坏模式。

结构选型试验属于次组合件试验，强度许用值试验则属于组合件试验。

图3 试验的金字塔
图4 复合材料/结构认证的积木式流程
从适航审定角度来说，复合材料结构认证过程中的每个阶段的试验都要处于适航监控之下。

图5示出了适航验证试验的一般流程[10]。

每项试验都需要向适航当局提交试验计划，编制试验任务书和试验大纲。

试验大纲中应规定试验件的制作方法、试验方法、试验设备及程序等。

试验前，试验相关的所有工程资料应齐全并现行有效；所有参试人员均应有相应的资质证件；所有测试用传感器、
测试仪表的精度/量程和校验报告应符合试验大纲的要求，且在现行有效的校验周期内。

试验应严格按照已批准的试验大纲进行。

试验过程中，适航审查方会现场检查证试验所涉及的工程资料的有效性，使用的试验设备等与试验大纲的相关内容的符合性，并进行试验目击。

图5 适航验证试验的一般流程
对民用飞机结构所用的新型复合材料，至少要进行试样试验、元件试验、次组合件试验和组合件试验。

部件试验仅在飞机研制过程中进行。

试样试验和元件试验一般由材料部门组织进行，通常也称为材料鉴定试验，主要考察供应商提供的材料/工艺是否满足材料规范的要求。

一般来说，至少要对3个不同批次的材料进行试验。

材料鉴定试验结果都符合规范要求且供应厂商的质量系统通过评审后，供应商及其提供的材料可以列入相应材料规范的鉴定合格产品目录（QPL）。

材料一旦获得批准，其生产地址、材料配方、生产设备、试验设备以及工艺控制文件等不得变更。

若有一项内容发生变动，都应重新申请进行材料鉴定。

在民用飞机结构上已成熟应用的复合材料，可采用等效性试验的方法，来寻求替代的材料体系和/或材料供应商，以降低材料的试验成本。

这种方法的前提是原有材料已经建立了大量的数据和经验，并已从这些数据和经验建立了力学性能的统计基准值。

参考文献：
[1] 何东晓，先进复合材料在航空航天的应用综述，高科技纤维与应用，2006年4月。

[2] 赵稼祥，民用航空和先进复合材料，高科技纤维与应用，2007年4月。

[3] 陈绍杰，复合材料与民用航空，高科技纤维与应用，2002年2月。

[4] 王山根，复合材料在民用飞机上的应用，材料工程，1992年5期。

[5] 赵稼祥，碳纤维复合材料在民用航空上的应用，高科技纤维与应用，2003年6月。

[6] Mark Logan，复合材料引领飞机制造业的新时代，机械工人冷加工，2006年第11期。

[7] 谢晓芳，复合材料在飞机主体结构上大显身手，玻璃钢，2004年第4期。

[8] 陈绍杰，民机复合材料的适航审定浅析，航空工程与维修，2002年3月。

[9] CCAR-25-R3：《中国民用航空规章》第25部运输类飞机适航标准。

[10] 王立群,谈谈适航符合性验证试验,民用飞机设计与研究，2006年第2期。

民机上的先进复合材料及其适航审定
作者：袁宇慧
作者单位：中航第一飞机设计研究院上海分院,200232
1.会议论文宋育.李艳军便携式民用飞机复合材料智能敲击检测系统2008
目前,常用的复合材料无损检测方法(电磁检测、涡流检测、超声检测等)均有自身的优缺点和适用范围.本文将介绍一种民用飞机复合材料智能敲击检测系统,该系统应用于民用飞机复合材料结构的生产及维修现场,具有自动化程度高、使用简便、快速精确等特点.
2.会议论文关志东现代大型客机复合材料应用及技术发展2008
航空工业发展，尤其新一代大型民用飞机的研制，带动并促进了复合材料技术的飞速发展。

先进复合材料在新一代大型民用飞机上的成功应用，为未来民用飞机发展确立了新的标准和市场准入门槛。

欧美先后制订并实施一系列航空复合材料研究计划促进复合材料技术的发展，并取得了成功。

目前国际大型飞机航空复合材料技术在高性能材料体系、高效设计方法、一体化技术、低成本成型技术、数字化、自动化技术以及相关规范和标准制定等方面均开展了大量工作，并应用于波音787和空客A380及A350的研制中。

这些为我国大型飞机复合材料技术应用和发展提供了参考。

3.会议论文苏君明.肖志超.孟凡才.彭志刚.谷立民.薛宁娟民用飞机炭刹车盘材料的技术现状及进展2008
飞机炭刹车盘材料自20世纪60年代末,70年代初问世以来,经历了三至五代的发展历程，已成为新型民机制动的首选材料,成功用于40种以上的民机,其年需量达到1200吨,占世界炭/炭复合材料总产量的90％左右.国内民用飞机炭刹车盘材料近10年来取得突破性进展,依靠自主知识产权研制的炭刹车盘材料力学、热学性能高于国外同类产品,而摩擦磨损特性与其相当,使我国具备了大型民机炭刹车盘材料的制造能力。

4.学位论文闫晓东飞机复合材料结构智能敲击检测系统研究2007
随着航空技术和材料科学的发展，各类新型、先进的复合材料在民用飞机中得到越来越广泛的应用。

由于复合材料各向异性等特点，其损伤机理、失效形式以及修理技术等都与金属材料结构具有显著的不同。

因此相关的无损检测、维修以及适航审定等方面的技术面临新的发展与挑战。

如何研究、开发一整套的有关飞机复合材料安全性、可靠性和经济性的控制体系成为紧迫而现实的课题。

其中，复合材料的无损检测显得尤为重要。

目前，常用的复合材料无损检测方法（电磁检测、涡流检测、超声检测等）均有自身的优缺点和适用范围。

本文跟踪世界先进技术，结合声振电子技术，在对复合材料损伤机理进行理论和实验研究的基础上，研究开发了飞机复合材料结构智能敲击检测系统，并结合民用飞机制造技术和我国复合材料适航审定标准，开发了相应智能检测系统软件。

主要研究内容包括：研究了传感器技术在敲击检测中的应用，解决了工程应用中的关键技术和难题；开发了敲击信号相关的信号处理电路，包括放大模块、AD转换模块、运算模块以及稳压模块；研究了民航飞机复合材料结构常见的损伤类型与机理以及与之相适应的无损检测方法；对民航飞机复合材料的适航审定进行了探讨，构建了复合材料损伤缺陷数据库和适航审定数据库构架，并开发了相应的软件系统。

在此基础上，综合数字敲击锤、信号处理模块、复合材料的损伤原理、损伤疲劳评估和软件系统等部分，开发完成民航飞机复合材料智能敲击检测系统；最后，利用复合材料损伤实验件，运用本系统对其进行了敲击检测与分析，验证了本文所开发系统的可行性、有效性和先进性，获得了较好的效果和有益的结论。

本文的研究成果，可应用于民用飞机复合材料结构的生产及维修现场，具有自动化程度高、使用简便、快速精确等特点。

5.会议论文胡红东.孙树栋国外民机复合材料技术发展的启示2007
先进复合材料的应用是当今世界提高军民机性能与经济性的重要措施之一.本文介绍了国外民用飞机复合材料技术发展计划与型号应用的关系.美国ACEE、ACT 等计划使复合材料技术，不仅奠定了Boeing 飞机的复合材料应用增长的基础，而且促成了整个行业飞跃式发展.欧盟HLIE、TANGO 等研究计划的持续开展，使Airbus 总是后来居上，在民机复合材料应用方面后发优势明显。

提出我国应借鉴国外发展航空复合材料技术的经验，夯实基础，加强应用与经验积累，做到资源高效利用，持续、稳妥、快速地发展我国航空复合材料技术.
6.会议论文闫国良.张元卿复合材料结构维修大纲的制定2008
本文介绍了运用MSG-3分析得到飞机复合材料结构维修大纲（MRBR）制定过程，主要阐述了复合材料环境损伤（ED）评级过程中所考虑的因素考虑，以及复合材料结构检查方式和方法的确定。

7.会议论文沈真.杨胜春.陈普会复合材料层压板抗冲击行为及表征方法的实验研究2008
本文通过对14种复合材料体系约800个试样的冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究，发现对同一种复合材料层压板的冲击能量~凹坑深度曲线和凹坑深度~压缩破坏应变曲线均存在拐点，其物理本质是在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本上不再增加，其力学性能表现为压缩剩余强度基本上不再降低，其表观现象是表面冲击部位开始出现纤维断裂。

研究还表明用CAI表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论，因此，提出了利用拐点附近的特性来表征复合材料层压板的抗冲击性能（包括损伤阻抗和损伤容限）的建议。

8.会议论文吴善鹏复合材料飞机结构的无损检测简述2008
本文简述无损检测技术与复合材料飞机结构设计的关系；结构件中可能的缺陷、损伤类型及适用的无损检测方法；以使无损检测技术为复合材料飞机结构设计和强度设计服务。

9.学位论文王小玲含损伤复合材料层合板疲劳特性研究2009
随着航空科学技术的飞速发展，民用飞机正在朝着具有更长安全使用寿命的方向发展。

同时复合材料在结构重量中所占的比例越来越大，而这些结构经常要承受疲劳载荷的作用，因此其抗疲劳性能直接关系到飞机的安全性和可靠性。

而损伤容限分析是满足结构完整性要求的重要组成部分，也是现代飞机结构设计必须遵循的原则之一。

因此对含损伤的复合材料结构的疲劳特性的研究具有重要的工程实际意义。

本文首先从材料为T300/QY8911的单向板的疲劳分析开始，通过文献中的单轴疲劳试验数据，建立了单向板的疲劳寿命q-lgN全寿命曲线。

以疲劳模量为中间变量推导了损伤函数，通过采用简化后的等寿命曲线实现了不同应力比下的载荷转换。

然后，在此基础之上，建立了多向层合板的准三维有限元模型，开发了强度分析和寿命估算的程序。

对材料为T300/QY8911七种铺层的层合板进行了静强度和疲劳寿命的计算和分析，通过与试验结果的对比验证了所建立的强度和疲劳寿命分析流程的合理和有效性。

最后，对于含损伤的多向层合板，选取了含不同孔径的铺层形式为[±45/0/90]4S的多向层合板采用上述的分析流程进行了剩余强度计算和分析。

对含有不同分层位置和分层面积的，铺层形式[45/-45/0/-45/0/45/90/45/-45/0/-
4.5/0/45]s多向层合板进行了剩余强度计算和分析。

对含有圆孔和预制分层的层合板的计算结果与文献中的试验结果较为吻合，说明本文建立的分析模型和分析流程简单有效，具有一定的工程实用价值。

10.会议论文李龙彬.杨卫平复合材料机械连接研究2008
本文综合论述了复合材料机械连接的影响因素、设计方法、机械连接静强度特性、疲劳强度特性，以及复合材料机械连接的试验验证方法。

并给出了一些提高机械连接性能的方法。

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