復(fù)合材料力學(xué)緒論

商用飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼壁板商用飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼盒段三、國外民機(jī)結(jié)構(gòu)技術(shù)發(fā)展計(jì)劃成果的應(yīng)用情況ACT計(jì)劃復(fù)合材料機(jī)身

B7E7機(jī)體結(jié)構(gòu)、機(jī)翼主承力盒段將采用碳纖維復(fù)合材料-鈦合金層壓板，復(fù)合材料機(jī)身，以及采用非熱壓罐的真空輔助樹脂傳遞模塑工藝（VaRTM）制造的復(fù)合材料前機(jī)身等。先進(jìn)復(fù)合材料、下一代合金以及纖維—金屬層合板的最終用量會(huì)達(dá)到50%以上。787的設(shè)計(jì)思想與ACT和AST計(jì)劃所取得的成果有著直接的關(guān)系。

B787復(fù)合材料機(jī)身整體結(jié)構(gòu)驗(yàn)證樣段(7米長、6米寬)，可顯著減少零件數(shù)量，減重約達(dá)20%。飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼主起落架接頭三維編織機(jī)身舷窗窗框復(fù)合材料機(jī)身壁板比強(qiáng)度和比剛度飛機(jī)結(jié)構(gòu)上使用的復(fù)合材料以碳纖維/環(huán)氧樹脂為代表，它具有高的比強(qiáng)度(b/)和比剛度(E/)，可使飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量大幅度減小。表1-3列出了幾種單向復(fù)合材料與常用金屬材料性能的比較。更為先進(jìn)的T800/改性環(huán)氧樹脂的比強(qiáng)度可高出鋁合金10倍，比剛度高出4倍。表1-3幾種結(jié)構(gòu)材料性能比較拉伸強(qiáng)度(MPa)拉伸模量(GPa)比強(qiáng)度MPa/(g/cm3)比剛度GPa/(g/cm3)密度(g/cm3)鋁合金42072.0151.125.92.78鋼(結(jié)構(gòu)用)1200206.0152.926.37.85鈦合金1000116.7221.225.84.52玻璃纖維/聚酯復(fù)合材料124548.2623.024.12.0高強(qiáng)度碳/環(huán)氧樹脂1471137.3101494.71.45高模量碳/環(huán)氧樹脂1049235.0656.0146.91.60芳綸/環(huán)氧樹脂137378.4981.056.01.40一、民機(jī)發(fā)展與復(fù)合材料應(yīng)用B707B737B747B757B767B777B787B727B717A350B747-8更安全更經(jīng)濟(jì)更舒適更環(huán)保技術(shù)發(fā)展方向產(chǎn)品發(fā)展方向全譜化系列化A380復(fù)合材料應(yīng)用水平不斷提高

復(fù)合材料機(jī)身與機(jī)翼復(fù)合材料機(jī)翼A380復(fù)合材料部件(用量23%)Boeing787結(jié)構(gòu)材料構(gòu)成復(fù)合材料層合板復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)玻璃鋼復(fù)合材料鋁合金鈦合金結(jié)構(gòu)的主要材料構(gòu)成Boeing787機(jī)身結(jié)構(gòu)特征桁條抗剪帶蒙皮地板帶框全復(fù)合材料機(jī)身具有良好的抗疲勞與抗腐蝕性能，可以使座艙：承受更大的壓力提高的濕度安裝更大的視窗空客飛機(jī)進(jìn)化技術(shù)特征

雙人駕駛艙雙發(fā)雙通道飛機(jī)側(cè)桿控制器碳纖維復(fù)合材料中央翼盒全新氣動(dòng)技術(shù)機(jī)翼A310A300A320A380A340A300B2A310-200A320-200A330-300A340-300A340-600碳纖維復(fù)合材料垂尾第二代數(shù)字飛控系統(tǒng)變頻發(fā)電機(jī)碳纖維復(fù)合材料乘客艙后端密封球形隔墻1970198019902000A380高性能輕質(zhì)結(jié)構(gòu)用量達(dá)62%空客第一架全復(fù)合材料機(jī)翼飛機(jī)在中型民機(jī)中燃油消耗最低–百公里2.5升/人機(jī)組人員休息不占用座艙空間超寬客機(jī)—A350051015202530354045197019751980198519901995200020052010復(fù)合材料結(jié)構(gòu)重量與飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量之比%A300A310-200A320A340-300A340-600A380A400M服役起始年空客飛機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用發(fā)展歷程A350Airbus復(fù)合材料技術(shù)發(fā)展歷程1980-19901990-20001970-19802000-20101970-19801980-19901990-20002000-2010A310-300+升降舵+垂尾盒段件A400M+機(jī)翼+機(jī)身A300-B2整流裝置雷達(dá)罩A310-200+方向舵+擾流片+阻力板

A320-200+發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩+高抗扭盒段件+起落架艙門+副翼+襟翼+油箱高抗扭盒段件

A330-300A340-300+機(jī)翼前緣+龍骨梁+客艙后密封球形隔墻A340-600/500A380+中央翼盒+翼肋在過去的三十多年里，AIRBUS不斷地把加大復(fù)合材料在飛機(jī)的應(yīng)用時(shí)不時(shí)，積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)與教訓(xùn)單通道飛機(jī)–A320系列襟、副翼，擾流片機(jī)翼前緣/導(dǎo)流片發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩垂尾平尾密封球形隔墻長航程A340-600J-形機(jī)翼前緣龍骨梁空中巨無霸A380-800中央翼盒后機(jī)身19截面后機(jī)身19.1截面

副翼導(dǎo)軌安裝梁及側(cè)壁板翼肋預(yù)浸料–自動(dòng)預(yù)浸帶鋪迭制件A340高抗扭壁板A380襟翼蒙皮A380中央翼盒壁板纖維鋪放A380后機(jī)身大型復(fù)雜形狀復(fù)合材料構(gòu)件優(yōu)化后的復(fù)合材料鋪層在A380上的首次使用 纖維鋪放機(jī)液體樹脂滲透技術(shù)的應(yīng)用鋪覆編織帶客艙后密封加筋球形隔墻A380客艙后密封加筋球形隔墻樹脂轉(zhuǎn)移模塑工藝A380后機(jī)后框A380副翼梁A380連接件A380centrewingboxA380中央翼盒大型商用運(yùn)輸機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用發(fā)展大型商用運(yùn)輸機(jī)復(fù)合材料用量Airbus:A-340復(fù)合材料用量占飛機(jī)總重13%A-380復(fù)合材料用量占飛機(jī)總重20%Boeing:B-777復(fù)合材料用量占飛機(jī)總重10%B-7E7復(fù)合材料用量計(jì)劃占飛機(jī)總 重50%以上B-777復(fù)合材料使用情況

A-380復(fù)合材料使用情況軍用飛機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用發(fā)展F-18EF戰(zhàn)斗機(jī)復(fù)合材料占19%AV8-B鷂式戰(zhàn)斗機(jī)復(fù)合材料占26%EF-2000中機(jī)身復(fù)合材料上壁板F-22復(fù)合材料用量占飛機(jī)總重26%F-22復(fù)合材料應(yīng)用情況機(jī)翼：蒙皮——碳/雙馬中梁——碳/環(huán)氧機(jī)身：鈦合金、鋁合金、復(fù)合材 料平尾安定面：碳/雙馬蒙皮鋁蜂窩夾層板垂尾安定面：碳/雙馬蒙皮、碳/環(huán)氧梁操縱面：復(fù)合材料蜂窩夾層板F-22復(fù)合材料機(jī)翼組裝情況B-2轟炸機(jī)（1989年首飛）B-2轟炸機(jī)復(fù)合材料使用情況機(jī)翼：蒙皮和內(nèi)部結(jié)構(gòu)為碳/環(huán)氧的蜂窩夾 層板機(jī)身：大量使用復(fù)合材料

C-17軍用運(yùn)輸機(jī)復(fù)合材料使用情況原型機(jī)復(fù)合材料用于：次要結(jié)構(gòu)和操縱面1994年將平尾改為復(fù)合材料（AS4/Epoxy）1998年通過靜力試驗(yàn)：

133%UltimateLoad破壞2001年70架飛機(jī)全換為復(fù)合材料平尾C-17軍用運(yùn)輸機(jī)平尾

C-17軍用運(yùn)輸機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用效果

復(fù)合材料使用量占總重量8%減重：20%減少零件數(shù)：90%減少緊固件數(shù)：80%降低成本：50%V-22

旋翼機(jī)

V-22旋翼機(jī)復(fù)合材料使用情況機(jī)翼：IM6/3501-6機(jī)身和尾翼：AS4/3501-6復(fù)合材料使用量占總重量41%減重：13%減少零件數(shù)：35%降低成本：22%科曼奇直升機(jī)全球鷹無人偵查機(jī)捕食者無人偵查機(jī)X-45無人戰(zhàn)斗機(jī)無人直升機(jī)表1-1國外復(fù)合材料在軍機(jī)上的應(yīng)用情況國別機(jī)種用量(%)首飛時(shí)間復(fù)合材料體系應(yīng)用情況美F-1411969硼/環(huán)氧樹脂水平安定面F-151.21972硼/環(huán)氧樹脂水平安定面、垂直安定面、方向舵F-163.41976碳/環(huán)氧樹脂(AS4/3502)進(jìn)氣道斜板、垂尾、平尾。機(jī)翼蒙皮（碳/雙馬來酰亞胺）F/A-18A121978碳/環(huán)氧樹脂除前機(jī)身外，包括機(jī)翼在內(nèi)的所有蒙皮結(jié)構(gòu)。前機(jī)身邊條、翼根延伸段等AV-8B26.31982碳/環(huán)氧樹脂機(jī)翼蒙皮和亞結(jié)構(gòu)骨架，其機(jī)翼70%重量為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。比金屬結(jié)構(gòu)減重20%以上。機(jī)翼梁和肋為“工”形剖面，腹板為正弦波紋板A-612碳/環(huán)氧樹脂機(jī)翼蒙皮B-1轟炸機(jī)碳/環(huán)氧樹脂、硼/環(huán)氧樹脂、Kevlar49/環(huán)氧樹脂機(jī)身大梁、平尾、垂尾、前緣縫翼、襟翼、進(jìn)氣道斜板、艙門等X-31A171990碳/增韌環(huán)氧(IM6/6376)機(jī)翼、機(jī)身蒙皮YF-22231991碳/增韌雙馬(IM7/5250-2)機(jī)翼、中機(jī)身隔框和蒙皮、尾翼F-22241996碳／增韌雙馬(IM6/5250-4)機(jī)翼、中機(jī)身隔框和蒙皮、尾翼、前機(jī)身俄米格297S-3721前掠機(jī)翼等雅克-14124機(jī)翼、尾翼、部分機(jī)身1.42161.4430法Rafale24碳／增韌雙馬(IM6/5245C)機(jī)翼、垂尾、鴨翼、副翼、前機(jī)身蒙皮幻影4000整體油箱翼盒、尾翼等ASX10碳/環(huán)氧樹脂機(jī)翼(壁板尺寸6.34m1.5m)、機(jī)身、垂尾瑞典JAS-39301988碳/環(huán)氧樹脂(AS4/8552)機(jī)翼、機(jī)身、鴨翼、垂尾、進(jìn)氣道德、英西、意EF-2000301994碳/增韌雙馬(T800/5245)機(jī)翼、前機(jī)身、中機(jī)身、尾翼蒙皮日FS-X~18整體機(jī)翼、垂尾、平尾等英美洲豹虎碳/環(huán)氧樹脂機(jī)翼、方向舵占結(jié)構(gòu)重量百分比(%)機(jī)型材料表1-2民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)用材料重量百分比復(fù)合材料鋁合金鈦合金鋼第1代Boing7070.2第2代Boing747A300158176441313第3代Boing767Boeing757A320335.5807876.5264.5141213.5第4代Boing777A340118707576118各向異性和可設(shè)計(jì)性由單向預(yù)浸帶鋪疊并固化而成的層壓結(jié)構(gòu)是目前飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的主要形式。單向帶呈現(xiàn)強(qiáng)烈的正交異性(沿纖維方向的性能與垂直纖維方向的性能差別很大)，可以在不同的方向鋪設(shè)不同比例的單向帶，來滿足結(jié)構(gòu)平面內(nèi)所需方向性能的要求。當(dāng)然各向異性給結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析和制造增加了困難，這也是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的特點(diǎn)之一。損傷、斷裂和疲勞行為各向異性、脆性和非均質(zhì)性，特別是層間性能遠(yuǎn)低于層內(nèi)性能等特點(diǎn)，使復(fù)合材料層壓板的失效機(jī)理與金屬完全不同，因而它們的損傷、斷裂和疲勞性能也有很大差別。另一方面，復(fù)合材料構(gòu)件制造目前主要靠人工鋪貼和熱壓成形，再加上加工、運(yùn)輸過程中可能受到的外來物沖擊，其制件會(huì)比金屬制件更易帶有程度不等的缺陷/損傷。表1-4概述了影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)與金屬結(jié)構(gòu)疲勞和損傷容限的因素比較。(1)主要的缺陷/損傷類型裂紋是金屬飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主要損傷形式。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵缺陷/損傷形式是界面脫膠、分層和低能量(特別是低速)外來物產(chǎn)生的沖擊損傷。沖擊損傷的威脅在于當(dāng)內(nèi)部產(chǎn)生大范圍基體開裂和分層時(shí)，外表面往往仍目視不可檢，但其壓縮承載能力已大幅度下降(外表面目視勉強(qiáng)可檢的沖擊損傷可使其壓縮強(qiáng)度降為無損強(qiáng)度的40%)。分層是復(fù)合材料層壓結(jié)構(gòu)特有的損傷形式。生產(chǎn)過程中工具墜落、撞擊；使用過程中跑道碎石及冰雹、鳥類等外來物沖擊，以及局部層間應(yīng)力集中或結(jié)構(gòu)超載，都可能引起內(nèi)部分層。這類損傷的存在和擴(kuò)展對(duì)層壓板或結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度下降的影響是顯著的。(2)缺口敏感性金屬一般都具有屈服階段，而復(fù)合材料往往直至破壞其應(yīng)力-應(yīng)變曲線仍呈現(xiàn)線性，所以復(fù)合材料的靜強(qiáng)度缺口敏感性遠(yuǎn)高于金屬。但復(fù)合材料的疲勞缺口敏感性則遠(yuǎn)低于金屬，其疲勞缺口系數(shù)(一定循環(huán)次數(shù)下，無缺口試件疲勞強(qiáng)度與含缺口疲勞強(qiáng)度之比)遠(yuǎn)小于靜應(yīng)力集中系數(shù)，并且在中長壽命情況下接近于1。疲勞性能金屬對(duì)疲勞一般比較敏感，特別是含缺口結(jié)構(gòu)受拉-拉疲勞時(shí)，其疲勞強(qiáng)度會(huì)急劇下降，但復(fù)合材料一般都顯示有優(yōu)良的耐疲勞性能。另外含沖擊損傷和分層的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在疲勞載荷下，一般很難觀察到它們?cè)谄谙碌臄U(kuò)展，即使出現(xiàn)損傷擴(kuò)展，也往往出現(xiàn)在壽命后期，并且很難確定其擴(kuò)展規(guī)律。剛度降對(duì)金屬結(jié)構(gòu)，一般不考慮由疲勞載荷引起的剛度變化，但對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，特別是承受高周疲勞的直升機(jī)旋轉(zhuǎn)部件(如旋翼槳葉)，有時(shí)需要加以考慮。(5)分散性復(fù)合材料靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度的分散性均高于金屬，疲勞強(qiáng)度尤為突出，因此在對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞驗(yàn)證時(shí)，除壽命分散系數(shù)外