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。
Kevlar-49（凯夫拉，美国杜邦验证的芳纶纤维），比强度1.9，比刚度85-120，用于透波类结构，机械加工性能差，民机内部结构（容易吸湿）。
2.2.4材料性能对比
芳纶纤维与玻璃纤维和碳纤维相比：密度最小、拉伸极限应变最大，芳纶纤维密度为1.44g/cm*3，比玻璃纤维低大约40%，比常用碳纤维大约低20%。芳纶纤维增强复合材料可用于对减重要求迫切的飞机部件，具有优异的吸能防弹和结构承载等性能，可用于防弹装甲和结构部件。
2.3预浸料
在某型号关键技术攻关过程中曾经暴露出了碳纤维断裂延伸率与树脂韧性
不匹配、预浸料树脂含量设置不能满足工艺要求、材料规范规定的工艺施工期不能适应大型零件制造需求等问题。
预浸料按物理状态分为单向带和织物两种，。
预浸料的原材料包括增强体和基体，增强体主要是碳纤维、玻璃纤维、芳纶及其织物，其他纤维用的比较少。树脂基体主要是环氧树脂、双马来酰亚胺树脂、酚醛树脂等。
按固化温度不同分成低温固化（＜80摄氏度）、中温固化（120℃）、高温固化（180℃）。预浸料用碳纤维含标准模量碳纤维、中模量碳纤维以及高模量碳纤维等，其他包括玻璃纤维和芳纶纤维等。
2.4芯材
夹层结构的芯子主要用于分隔、支撑、稳定面板。主要承受夹层壳体和板件结构中大部分的面外载荷和横向剪切载荷。通常包括蜂窝、泡沫等。蜂窝材料包括芳纶纸蜂窝和铝蜂窝。泡沫包括聚甲基丙烯酸胺（PMI）泡沫和聚氯乙烯（PVC）泡沫。
2.4.1蜂窝芯
芳纶纸蜂窝采用芳纶纤维制成，又分为间位芳纶纸蜂窝（Nomex纸蜂窝）和对位芳纶纸蜂窝（Kevlar纸蜂窝）。
Nomex纸蜂窝是用Nomex纸制成，通常是将初始的纸蜂窝浸渍到酚醛树脂
中制成。力学性能好，密度低，长期稳定性好，用到高性能宇航部件。
Kevlar纸蜂窝是以对位芳纶纸制成，对位芳纶的分子链排列成直线状，分子排列规整、有序、为刚性结构，因此在比强度、比模量、耐湿热等方面有优势，但分子刚性大、不易产生变形、蜂窝成型加工困难，回弹力大。
2.4.2泡沫芯
聚氯乙烯（PVC）泡沫，闭孔聚氯乙烯泡沫是高性能夹层结构中广泛使用的芯材。有交联和非交联两种。非交联泡沫常常称为“线性的”，比较韧、也比较柔软，易于热成型为曲面形状。交联的PVC泡沫比较硬，但比较脆，可制成比较刚性的板材。
聚甲基丙烯酸按（PMI）泡沫是一种各向同性的轻质材料，与芳纶蜂窝芯材相比，具有易于不同型面机械加工、便于成型复杂型面、耐水性优良等特点。PMI 泡沫易于与高温固化预浸料共同使用。在同等密度条件下，PMI泡沫的力学性能劣于芳纶蜂窝。
2.5胶粘剂
飞机结构常用胶粘剂是环氧树脂，可在120℃和175℃下固化。有膜状和糊状两种形式。
3.复合材料试验验证步骤
复合材料结构件按照积木式验证步骤，逐级进行试验进行研究。从下往上：首先是试样和元件级别的验证，对材料、结构形式(取其中一段，比如：工字型界面、L型截面、连接区等)进行初步验证。接下来是对典型结构件（加筋壁板一段、机翼一部分大梁和翼肋的组合）进行验证；再下来就是组合件（装配完成的试验件）；最后是完整的真实部件试验。
4.复合材料结构设计
4.1复合材料设计基本要求
针对结构特别是复合材料结构的典型设计要求可概括为：
a、配合、形状和功能。选择合适的模具和制造工艺是使设计意图实现的最
大需求；
b、强度、刚度要求。静载荷、疲劳载荷、损伤容限；
c、环境影响。设计时考虑不可避免的环境影响，提供防护体系；
d、热膨胀系数的配置。考虑不同膨胀系数结构之间协调变形的影响；
e、特殊结构要求（防静电、防雷击和电磁兼容）；
f、频率配置；
g、最小重量；
h、最低成本；
i、良好可检性、维修性、工艺性。
4.2设计选材
4.2.1设计选材需求
a、材料有高的比强度和比刚度；
b、使用环境，比如工作温度；（高温区用聚酰亚胺）；
c、特殊性能要求，比如阻燃、烟雾、毒性（用酚醛树脂）；
d、预浸料制造、固化成型具有好的工艺性；
e、材料成本。
4.2.2夹层结构的选材
夹层结构包括面板和夹芯，面板分为金属面板（铝合金、钛合金）和复合材料面板（碳纤维、玻璃纤维）。夹芯分为蜂窝（铝蜂窝和芳纶纸）和泡沫（PMI 闭孔和低密度）。
4.3层压板设计
4.3.1铺层方向和比例
推荐铺层比例：受拉和受压、（60，30，10）；剪切（30，60，10）；多方向载荷（25，50，25）。
4.3.2铺层设计
a、角度相同的铺层应均匀分布，最小化耦合效应；
b、尽量采用对称铺层，减少固化变形；
c、若不能满足均衡和对称，尽量将非对称和不均衡部分放在中面附近；
d、表面铺层应避免与主载荷方向一直；
e、由0、90、±45度组成的结构，每一种最少占10%；
f、可能受到冲击部位，外表面用织物，或增加±45°铺层，或采用碳-芳纶-玻璃组成的混杂结构；
g、连接区保证足够的强度，便于载荷扩散；
h、在梁、框、肋等凸缘部位，应布置加大比例0度铺层，提高轴向强度刚度；
i、开口区应局部加强，并使相邻层夹角尽可能小；
j、铺层数递减处形成台阶，每个台阶宽度相等，不小于2.5mm，表面铺设连续层以防剥离；
k、同一铺层角度叠在一起层数不多于四层，厚度小于0.8mm；
l、与铝合金接触表面铺设玻璃布，避免电偶腐蚀；
4.3.3丢层要求
a、厚度有变化时，受力主方向斜率1/20，其他方向1/10，连接界面上（梁与壁板之间，长桁与蒙皮之间）1/40；
b、需要丢层的铺层应靠近中面，避免在同一位置连丢两层，沿厚度方向均匀丢层，尽量减小不对称和不平衡；
c、至少最外两层是连续的；
d、纵向件与丢层边界保持最小5mm的平面距离。
4.3.4拼接
a、拼接线平行于纤维方向时：优选对接形式，对接间隙大于0，小于2.5mm。允许在21mm交错距离下有1mm搭接；
b、对于自动铺带，应有21±4mm的交错间隔，当在同一位置出现对接时，两处对接间至少应有4个铺层；
c、拼接线垂直纤维方向：不允许用对接形式，搭接不是首选的，如必须，采用12-25mm搭接；
d、与相邻铺层的对接接头应保持在一个方向最小2000mm距离，在另一个方向最少300mm的距离；
e、装配中对厚度敏感的区域，应避免采用搭接形式。
4.3.5开口设计要求
a、增加开口部位±45°铺层比例和；
b、尽量开成圆孔且少切断纤维，便于加工且应力集中小；
c、开口部位一般应进行补强设计，对于直径小于30mm，孔径/板宽小于0.2的孔，可不予加强；
d、开口应尽量避免切断长桁、筋条或腹板立柱等；
e、补强区域铺层应与母板协调，并要求厚度变化有一个过渡区，保持刚度均匀过渡；
4.4夹层结构设计
由两层面板与一层厚度大重量轻的芯材粘接而成。
4.4.1制造方法
（1）湿态面板+芯材+湿态面板，不需要额外增加胶膜，如需要防止水分进入，需要增加胶膜；
（2）固化面板+芯材+湿态面板，需另外增加胶膜；
（3）固化面板+芯材+固化面板，必须增加胶膜；
4.4.2面板设计准则
（1）最小厚度：织物最少2层，或1层织物+1层单向带，纯单向带至少应有三层且最小厚度不低于0.4mm；
（2）至少应有两个纤维方向，如果使用单向带，至少一层垂直于单向带方向；
（3）对于单一面板无法实现对称，则尽可能在整个结构上实现对称；
（4）当使用45°/135°铺层时，尽可能满足铺层的均衡性；
（5）与芯材接触的铺层以及外表面铺层应连续。
4.4.3芯材
4.5细节设计
复合材料在细节设计上需要注意的包括：
1、铺层：均衡原则；表面铺层避免与主载荷一致；集中受力部位需要加强，厚度面积大一点，便于载荷扩散；同一铺层角集中不多于4层；
2、丢层：丢层宽度大于2.5mm；厚度变化丢层斜率，主载荷方向斜率1/20,其它方向1/10；丢层铺层靠近中面；外部两个层必须连续。
3、边缘密封：增加胶膜；灌胶填充；如果是夹层结构，且有螺栓连接的话，增加玻璃纤维块。
4、防水要求：面板厚度不小于4层（在7bar或者更高的压力下固化后就是防水的，但蒙皮必须进行预固化防止芯材塌陷）；增加胶膜来防水；
5、拼接：拼接平行纤维方向优选对接，垂直的话必须搭接。
6、装配：与铝合金或合金钢接触时，表明铺玻璃布，避免电偶腐蚀；标准件选用钛合金和不锈钢，并进行湿装配，避免电偶腐蚀。铆钉选用抽钉，采用压铆方式。尽量采用双剪连接，尽可能避免单剪连接。多排紧固件尽量采用平行排列，避免交错排列。
4.6复合材料设计优化
利用的是Hyperworks软件对它的铺层区域、区域铺层厚度、铺层顺序进行了优化。初始优化时，先建立了四个超级层，因为一般铺层角度都是0°、90°、±45°吗，所以先建立了这四个角度的超级层，以它们为优化初始变量，第一步优化得到铺层形状，它这一步，实际类似于金属各向同性材料的拓扑优化。比如这个零件主要受拉压载荷，那它肯定0°、90°的这个层材料就完整，铺层面积大一点。如果受剪切载荷的话，那肯定±45°这两个铺层的面积就会大。第二步，对每一次的铺层厚度，也就是层数进行优化，需要我们定一个选用材料的单层厚度，一般0.23mm厚。优化出来的厚度层数是它的整数倍。第二步优化完成后，每一个角度的铺叠区域和厚度就确定了，最后一步对它的铺层顺序进行优化，最终得到一个最终的优化结果，在优化时我们优化目标，结构肯定选择重量最轻，约束一般我们选择位移约束。
实际根据受力形式，也可以大致定，简单的受拉压载荷的话，0°占60%，90°占10%；±45°占30%。剪切的话，±45°占60%，0°占30%；90°占10%。综合受力的话四个铺层角度平均分。
4.7复合材料连接
a、复合材料连接区±45°层比例不低于40%，0°不低于30%，90°铺层至少10%。
b、螺栓连接的复合材料结构，配合精度不能采用干涉配合。
c、复合材料结构与金属结构装配面采用玻璃布隔离（防止电偶腐蚀），边界至少超过零件边界6mm。
d、复合材料加筋板。
4.7.1胶接结构
胶接结构优点：抗疲劳性能好、无孔边应力集中、牢固，趋近于材料极限强度；加工性能好；质量轻。缺点：单一的传力路径，对工艺方法敏感，受环境因素影响大。
结构形式：包括筋条和壁板的贴合面胶接；单搭接、双层对接、单层对接。
实现方式：共固化、共胶接和二次胶接。
失效模式：胶层和胶接面的剪切破坏；胶层和胶接件的玻璃破坏。
结构胶膜：常用的结构胶膜包括180℃固化和120℃固化，150g/mm，250g/mm。两者均可用于共胶接，首选150g/mm。250g/mm用于二次胶接。二次胶接时固化温度的选择应使胶层的热应力最小。
表面胶膜：同金属件一起用于雷电防护和改善防水密封性。不用于结构胶接，结构胶膜可用于表面。
4.8垂尾复合材料结构设计
垂尾为双梁单块式结构，由前后梁，上下加筋壁板，中间布置翼肋。一般加筋壁板剖面的形心越高，承拉压的正应力载荷形式的效率越好，同等尺寸的工字型长桁和T型长桁，显然用工字型。主要结构件包括加筋壁板、梁和翼肋，翼肋一般采用金属机加。梁和加筋壁板采用复合材料，为Hexcel（和氏公司）的
M21/34%/UD194/IMA12K，T800级的碳纤维环氧树脂预浸料。
壁板是主要的承受气动力弯矩和扭矩的正应力承力构件。单一壁板受压和剪切时容易导致筋条和蒙皮失稳。筋条对蒙皮起到支撑作用和隔波作用，当筋条刚度足够时，允许蒙皮局部失稳。
4.9复合材料检测
复合材料的等级由结构重要度决定，一般分为三级（最重要、重要、最不重要）。不同重要等级复合材料的检测项目不同，包含首件合格鉴定、无损检测、目视检查、随炉件。
5.复合材料制造
5.1复合材料的成型方法和特点
a、按树脂的成型特性分为热压成型和液体成型。
热压成型分为：热压罐、模压、真空袋、软膜、拉挤成型。
液体成型：RTM、RFI、VARI、VARTM（真空RTM）。
b、按原材料分为干态纤维和预浸料。
干态纤维（包括自动铺丝和预成型体）主要采用液态成型。预浸料（包括单向带、织物预浸料）主要成型方式，包括热压罐、热压机、真空袋。
c、按结构形式：分为夹层结构和层压板。
层压板：分为：湿态面板+芯材+湿态面板；固化面板+芯材+湿态面板，需要另外增加胶膜；固化面板+芯材+固化面板，必须增加胶膜。
成型时需要保证一定压力和温度。热压罐、真空袋、热压机。
夹层结构：热压罐和真空袋。
下面给出常见的几种：
a、真空袋成型：真空袋提供固化压力，至于提供热源的烘箱中。主要应用于低压成型的树脂基体，便于制造夹层结构，以免芯子压塌。磨具费用少，压力
0.1Mpa，质量差，用在民用产品上。
b、模压成型：一般在能提供温度条件的压机上进行，常有阴阳模，适用于尺寸小、形状复杂的零件，成型尺寸精度高。质量稳定，精度高，可生产形状复杂零件，模具费用大，对质量要求高的产品不合适。
c、热压罐成型：热压罐能够加压、加热，可用来固化成型树脂基复合材料，要求模具简单，适用于成型板壳类大型制件。可制造各类复杂构件，质量好；但生产效率低，成本大。
d、缠绕成型：要在缠绕机上进行。适用于成型筒体等回转零件。强度高、质量稳定。
e、拉挤成型：适用于制造长的等截面构件、如型材、管材等。
f、编织成型：分为二维和三维、多维等，制成的零件层间强度高，抗分层和损伤容限高，制成后还需用RTM法注入树脂后成型。
g、RTM：树脂传递模塑成型，适用于复杂的小型整体制件，精度高，模具费用大，
h、RFI：树脂膜融渗成型，适用于大型复杂壁板和加筋结构，可利用现有模具在热压罐中成型。
i、VARI：真空辅助树脂传递成型，在低压下成型，用于平板或小曲率层合板。
5.2成型工艺过程
工艺主要工作包括：分析结构的特点和要求，制定工艺方案，设计工装，制定工装技术要求，工艺流程。针对典型结构或特殊要求进行工艺试验。
整个生产流程包括：设备鉴定、工艺鉴定（形成工艺规范）、模拟件研制、预生产鉴定（PPV）、首件制造并鉴定、首件检验交付、批产。
使用仿真软件包括：Fibersim和CATIA CPD，实现工艺仿真、铺层设计、工艺优化、自动排料下料、激光定位铺贴等。
使用的设备包括：下料机、激光铺层定位系统、热压罐、真空吸附成型机、五坐标铣床、C-扫描、脱模剂刷烤房。
热压罐固化曲线。
注意事项：
a、铺贴面的选择：主要考虑功能要求（气动外形，装配面）和工艺实施性（工装制造、零件铺贴和脱模）。
b、热膨胀系数：复合材料和模具热膨胀系数的差异是导致零件成型后内部应力过大，出现伸长、翘曲等变形（通常工装热膨胀系数越大，零件变形越大）。
对于严格控制变形的零件来说，因瓦钢和碳纤维环氧树脂工装是不错的选择。因瓦钢是0.5-3.0，碳纤维环氧树脂是0.5-3.5。钢11.3-13，铸铁8.5-11.6。
c、气流通路：工装尽量采用薄壁框架结构，使得零件在固化过程中气流通路顺畅，受热均匀。防止热电偶未检测到部位过固化、假固化发生，产生内应力。
5.2.1热压罐工艺
a、主要注意固化过程中压力控制，使得模具收紧，保证层间密实，减小空隙率。
b、固化过程中温度场均匀，防止出现较大的温度梯度，造成内应力。
c、尽量使用预浸料。
5.2.2RTM工艺
首先开片下料，然后定制预成型（包括粘结预成型和纺织预成型），再合膜注射树脂，最后固化脱模。
5.2.3机加工艺
复合材料机械加工量一般不大，主要有制件切割，边缘余量切割、修整。钻孔、划窝等。
在钻孔和划窝中，容易对复合材料造成损伤，如分层、出口处劈裂等。一般用特殊刀具，用硬质合金钢和金刚石制成，钻孔时以低进给大转速为好，划窝和铰孔时以低转速为好。钻孔时背面垫塑料硬板，防止出口处劈裂。
5.3制造缺陷
复合材料在成型过程中受成型工艺影响，可能出现孔隙、分层、脱胶等缺陷。
新视点 NEW VIEWPOINT 64航空制造技术２００６年第３期 目前，复合材料在飞机上的应用已非常广泛，但在２０世纪９０年代初复合材料市场曾一度陷入低靡，究其原因是由于复合材料设计制造的复杂性造成了成本壁垒，人们开始认识到只有重视性能和成本的平衡，才能使复合材料展现辉煌。随着复合材料先进技术的成熟，使其性能最优和低成本成为可能，大大推动了复合材料在飞机上的广泛应用。本文在介绍国外复合材料在飞机上广泛应用的基础 上，对作为技术保障的数字化设计技术和先进制造技术进行了分析研究。从国外情况看，各种先进的飞机都与复合材料的应用密不可分，复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一。下面介绍复合材料在飞机上应用的发展趋势。 （１） 复合材料在飞机上的用量日益增多。 复合材料在飞机上 的应用评述 北京航空航天大学机械工程及自动化学院 张丽华 范玉青 复合材料用量通常用其所占飞机机体结构重量的百分比表示，纵观复合材料在民机上的发展情况发现，无论是波音公司还是空中客车公司，随着时间推移，复合材料的用量都呈增长趋势。最具代表意义的是空客公司的Ａ３８０客机和波音公司最新推出的７８７客机。在Ａ３８０上仅碳纤维复合材料的用量就达３２ｔ左右，占结构总重的１５％，再加上其他种类的复合材料，估计其总用量可达２５％左右。７８７ 上初步估计复合材料用量可达５０％，远远超过了Ａ３８０。另外，复合材料 在军机和直升机上的用量也有同样的 增长趋势。（２） 应用部位由次承力结构向主承力结构过渡。 飞机上最初采用复合材料的部位有舱门、整流罩、安定面等次承力结 构，目前已广泛应用于机翼、机身等部位，向主承力结构过渡。从１９８２年开始用复合材料制造飞行操纵面（如Ａ３１０－２００飞机的升降舵和方向舵），空客公司在主承力结构上使用复合材 料已有２０多年的经验。在Ａ３８０上采用的碳纤维复合材料大型构件主要有中央翼盒、翼肋、机身上蒙皮壁板、机身后段、机身尾段、地板梁、后承压框、垂尾等，大量的主承力结构都采用了复合材料。７８７复合材料的应用则更让世人瞩目，其机身和机翼部位采用碳纤维增强层合板结构代替铝合金；发动机短舱、水平尾翼和垂直尾翼、舵面、翼尖等部位采用碳纤维增强夹芯板结构；机身与机翼衔接处的整流蒙皮采用玻璃纤维增强复合材料。与Ａ３８０相比其用量更大，主承载部位的应用更加广泛，这将是世界上采用复合材料最多的大型商用喷气客机。 （３） 复合材料在复杂曲面构件上的应用越来越多。 飞机上复杂曲面零件很多，复合材料的应用也越来越多，比如Ａ３８０机身１９段、１９．１段和球面后压力隔框等均为采用复合材料的具有复杂曲 复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一；复合材料构件的整体成型、共固化技术不断进展，复杂曲面构件不断扩大应用；复合材料的数字化设计，设计、制造一体化，以及基于三维模型铺层展开的专用设计／制造软件等技术的开发是先进复合材料发展的基本技术保障 复合材料在飞机上的应用
大型飞机复合材料机身结构设计 李晓乐 （北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100083） 摘要：本文研究了复合材料在大型飞机机身上的应用。利用相关机身结构数据，进行了结构形式的分析和选 择。参照有关规定，针对所设计的飞机机身在气密载荷作用下的情况进行了强度分析，并用这些分析结果来指 导复合材料的结构设计。复合材料选择为层合结构。并依据层合复合材料的特性，进行了层合板的铺层角度设 计和铺层顺序设计。对所设计的大型飞机复合材料机身结构进行了刚度分析，给出了主要构件的应力、应变结 果，证明了这种层合复合材料设计是合理可行的，为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供了参考。 关键词：复合材料；大型飞机；机身结构；刚度 The Structural Design of Composites of Large Airplane Fuselage LI Xiaole (School of Aeronautical Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China) Abstract: This paper discusses the application of composite material in the large airplane fuselage. The concrete form of fuselage was analyzed and determined, which based on the data of some existing fuselage structure. Compared with some standard, the strength of the fuselage was analyzed under the pressure load. The result can conduct the structures design. The laminate of composites was chosen. The degree and the order of composite were also determined. The stiffness of the designed composite fuselage was computed, which also showed the result of strain and stress. Analysis manifested that the composites is designed appropriately, and the result can be consulted in the large-aircraft program. Keywords: Composites, Large Airplane, Fuselage Structure, Stiffness 机身是飞机的重要部件之一，它把机翼、尾翼、起落架等部件连接在一起，形成一架完整的飞机。对大型民用飞机来说，机身还能安置空勤组人员、旅客、装载燃油、设备和货物。现代飞机的机身是一种加强的壳体，这种壳体的设计通常称为“半硬壳式设计”。为了防止蒙皮在受压和受剪时失稳，就需要安装隔框、桁条等加强构件[1~2]。 随着时代的发展，复合材料在飞机设计中的用量越来越大，除了以前的非承力构件，现在主承力构件上也开始采用大量的复合材料设计。但到现在为止，虽然复合材料的用量有了相应的增加，可飞机机身仍然是有金属参加的[1]。 本文针对机身所承受的载荷，确定飞机机身的整体刚度、强度。然后以刚度、强度为基准，设计复合材料的结构形式，并对这种形式的机身进行初步的性能计算，旨在为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供一些参考。 1 机身结构设计 作者介绍:李晓乐(1985-), 男, 硕士研究生. ft4331789@https://www.doczj.com/doc/1018884248.html,
复合材料铺层设计 复合材料制件最基本的单元是铺层。铺层是复合材料制件中的一层单向带或织物形成的复合材料单向层。由两层或多层同种或不同种材料铺层层合压制而成的复合材料板材称为层合板。复合材料层压结构件的基本单元正是这种按各种不同铺层设计要素组成的层合板。 本章主要介绍由高性能连续纤维与树脂基体材料构成的层合结构和夹层结构设计的基本原理和方法，也介绍复合材料结构在导弹结构中的应用。 一、层合板及其表示方法 (1) 铺层及其方向的表示？ 铺层是层合板的基本结构单元，其厚度很薄，通常约为～。铺层中增强纤维的方向或织物径向纤维方向为材料的主方向（1向：即纵向）；垂直于增强纤维方向或织物的纬向纤维方向为材料的另一个主方向（2向：即横向）。1—2坐标系为材料的主坐标系，又称正轴坐标系，x-y坐标系为设计参考坐标系，如图所示。 铺层是有方向性的。铺层的方向用纤维的铺向角（铺层角）θ表示。所谓铺向角（铺层角）就是铺层的纵向与层合板参考坐标X轴之间的夹角，由X轴到纤维纵向逆时针旋转为正。参考坐标系X-Y与材料主方向重合则为正轴坐标系。X-Y方向与材料主方向不重合则称偏轴坐标系，如图（b）所示。铺层的正轴应力与偏轴应力也在图中标明。
（2）层合板的表示方法？ 为了满足设计、制造和力学性能分析的需要，必须简明地表示出层合板中各铺层的方向和层合顺序，故对层合板规定了明确的表示方法，如表所示。 二、单层复合材料的力学性能
单层的力学性能是复合材料的基本力学性能，即材料工程常数。由于单层很薄，一般仅考虑单层的面内力学性能，故假设为平面应力状态。单层在材料主轴坐标系中通常是正交各向异性材料，在其主方向上某一点处的正应变ε1、ε2只与该点处的正应力σ1、σ2有关，而与剪应力τ12无关；同时，该点处剪应变γ12也仅与剪应力τ12有关，而与正应力无关。 材料工程常数共9个：纵向和横向弹性模量Ε1和Ε2、主泊松比ν12、纵横剪切弹性模量G12，共四个弹性常数；还有纵向拉伸和压缩强度X1、X2，横向拉伸与压缩强度Y1、Y2，纵横剪切强度S共五个强度参数。这9个工程常数是通过单向层合板的单轴试验确定的。通常情况下，单层力学性能有明显的方向性，与增强纤维的方向密切相关，即Ε1>>Ε2，X>>Y；而且拉伸与压缩强度不相等，即X1≠X2，Y1≠Y2；纵横剪切性能与拉伸、压缩性能无关，即S 与X 、Y 无关。 由于单层复合材料是复合材料的基础，故往往用它的性能来说明复合材料的性能。但应当指出：单层的性能不能替代实际使用的层合复合材料的性能。一般说，实际使用的层合复合材料性能要低于单向复合材料的纵向性能。复合材料的性能与材料中含有的纤维数量有很大的关系，所以在规定性能数据时，一般还应给定材料所含的纤维量，通常用纤维所占的体积百分比V来表示。V称为纤维体积分数或纤维体积含量，其值通常控制在60%左右。 三、复合材料结构的制造与成形工艺 （1）制造与成形工艺的分类、特点与适用范围？ 树脂基复合材料结构成形工艺方法多种多样，各有所长。工艺方法的分类见图各种工艺方法的特点与适用范围见表。
BI YE SHE JI （20 届） 飞机复合材料损伤检测与维修 所在学院 专业班级飞机结构修理 学生姓名学号 指导教师职称 完成日期年月
摘要 复合材料是由两种或两种以上的原材料,通过各种工艺方法组合成的新材料。其应用在航空领域越来越广泛。对于现代飞机来说复合材料的应用对减重、耐腐蚀和降低成本有着重要的作用。对飞机结构轻质化、小型化和高性能化起着至关重要的作用。复合材料在飞机上的应用日趋广泛,其应用和修理水平亟待提高。论文介绍了飞机复合材料的损伤特征和可用于飞机复合材料损伤无损检测的目视、敲击、阻抗、谐振、超声、射线照像、红外热图和声发射等检测法,并结合实际介绍了不同类型复合材料结构和缺陷检测方法的选择。 关键词：复合材料；损伤检测；维修
ABSTRACT Composite materials are composed of two or more than two kinds of raw materials. Its application in aviation field is more and more extensive. For modern aircraft, the application of composite materials has an important role in weight loss, corrosion resistance and cost reduction. It plays an important role in the light weight, small size and high performance of the aircraft structure. The application of composite materials in aircraft is becoming more and more extensive, and its application and repair level need to be improved. This paper introduces the damage characteristics of aircraft composite material and can be used for nondestructive detection of visual, percussion, impedance, resonance, ultrasound, X-ray, infrared thermography and acoustic emission detection method of damaged aircraft composite materials, and introduces different types of composite structure and defect detection method combined with the actual choice. Key words:composite material; damage detection; maintenance
飞机复合材料及应用 【摘要】 本文重点讲述了复合材料的构成、种类、性能以及在飞机上的应用。复合材料是由两种或两种以上的原材料，通过各种工艺方法组合成的新材料。对于一个现代飞机来说复合材料的应用对减重﹑耐腐蚀和降低成本有着重要的作用。对飞机结构轻质化、小型化和高性能化起着至关重要的作用。复合材料结构特点和应用效果，在高性能战斗机实现隐身、超声速巡航、过失速飞行控制，前翼飞机先进气动布局的实际应用。 关键词：复合材料层合板 1概述 复合材料是由两种或两种以上的原材料，通过各种工艺方法组合成的新材料。它既可以保持原材料的某些特点，又具有原材料所不具备的新特征，并可根据需要进行设计,与单一均质材料相比它具有较多的优越性。复合材料飞机结构技术是以实现高结构效率和改善飞机气动弹性与隐身等综合性能为目标的高新技术,对飞机结构轻质化、小型化和高性能化起着至关重要的作用。复合材料结构特点和应用效果，在高性能战斗机实现隐身、超声速巡航、过失速飞行控制，前翼飞机先进气动布局的实际应用，以“飞翼”著称的B-2巨型轰炸机的隐身飞行，舰载攻击∕战斗机耐腐蚀性改善和轻质化，对于客机来说复合材料的应用对减重﹑耐腐蚀和降低成本有着重要作用，如波音777和空中客车A330∕A340上的应用，标志着飞机复合材料结构设计发展已经成熟。 我国从20世纪80年代开始，将复合材料应用技术研究列入重点发展领域。复合材料应用基本实现了从次承力构件到主承力构件的转变。复合材料的垂直安定面﹑水平尾翼、方向舵、前机身等构件已在多种型号飞机上使用，可以小批量生产。带整体油箱复合材料机翼等主承力结构已装机试飞成功。航空先进复合材料已进入实际应用阶段。 2 复合材料的探究 2.1 复合材料的构成 复合材料是由两种或两种以上材料独立物理相，通过复合工艺组合构成的新型材料。其中，连续相称为基体、分散相称为增强体，两相彼此之间有明显的界面。它既保留原组分材料的主要特点，并通过复合效应获得原组分材料所不具备
复合材料结构设计参考资料复合材料与工程 考试形式 笔试闭卷 考试时间和地点 时间：2015年6月25日14:00--15:40 地点：材料学院A107 题型与分数分布 一．名词解释 二．填空题 三．简答题 四．计算题
一、绪论 1.复合材料：由两种或两种以上具有不同的化学或物理性质的组分材料组成的一种与组分材料性质不同的新材料，且各组分材料之间具有明显的界面。 一相为连续相，称为基体；起连接增强体、传递载荷、分散载荷的作用。 一相为分散相，称为增强体（增强相）或功能体。是以独立的形态分布在整个连续相中的，两相之间存在着相界面。（分散相可以是增强纤维，也可以是颗粒状或弥散的填料） 主要起承受载荷的作用，赋予复合材料以一定的物理、化学功能。 2.复合材料分类： A按基体材料分：树脂基的复合材料、金属基复合材料、无机非金属复合材料 B按分散相形态分：连续纤维增强、纤维织物增强、片状材料增强、短纤维增强、颗粒增强C按增强体材料种类分类：玻璃纤维、碳纤维、有机纤维、金属纤维、陶瓷纤维。 D按用途分类：结构复合材料：利用复合材料的各种良好力学性能用于制造结构的材料。 功能复合材料：指具有除力学性能以外其他物理性能的复合材料 3.复合材料的结构层次： 三次结构：纤维缠绕压力容器，即平常所说的制品结构（a） 二次结构：从容器壁上切取的壳元即是由若干具有不同纤 维方向的单层材料按一定顺序叠合而成的层合 板（b） 一次结构：层合板的一个个铺层，是层合板的基本单元（c） 二、单层板的宏观力学分析 1.单层板的正轴刚度 正向:也就是说应力方向与坐标方向一致方向为正向，相反为负向。 正面：截面外法线方向与坐标轴方向一致的面，否则为负面。 σ1和σ2——表示正应力分量:拉伸为正，压缩为负，也就是使整 个单层板产生拉伸时的应力为正应力，而使单层板产生压缩时的应 力为负应力。 τ12——表示剪应力分量:其中正面正向为正；负面负向也为正。 A．力学实验 a.纵向单轴试验： 纵向泊松比v1是单层板由于纵向单轴应力σ1而引起的横向线应变ε2(1)与纵向线应变ε1(1)的比值。（ε2(1)表示的是这个应变是由纵向应力σ1引起的） b.横向单轴试验
《复合材料课程设计》说明书—纤维增强复合材料桥梁设计方法的综述 学院： 班级： 姓名： 学号： 指导老师： 日期：2014年6月20日
摘要：中国复合材料五十年的发展，在各领域都取得了很大的进步。本文介绍了桥梁设计和建造的未来趋势，以及目前全球纤维增强复合材料应用于桥梁的主要实例及设计方法。 关键词：纤维增强复合材料桥梁设计方法 1. 桥梁设计和建造的未来趋势 1.1 在桥梁建造技术和建造外观两方面有前所未有的发展。 当前世界上的桥梁设计在外观设计方面与许多年前相比有着更大的发展。适合于它周边设施的桥型设计具有相当的重要性及更高的理念，例如孟买地区Thane Creek溪上的弓形琴弦大梁桥提供给乘车者一种视觉上的享受。首先，桥梁的业主让艺术家来决定桥型设计，接着建筑设计师来演绎，最后由工程师完成。“震撼”意念使桥梁构思在概念上既新颖又简单，例如让人们非常荣耀的英国Gateshead千禧年桥。 1.2 安保风险 抵御爆炸和地震的多风险保护正变得日益重要，在诸如地震活力、风险评估技术、预测地震响应方式等领域取得了重要进展。地震不是一种力而是一种变形，新的理念是提供变形足够的容量并允许桥梁移动，而不是试图去抵抗力。设想的方案如采用玻璃纤维/碳纤维包覆柱子、能量吸收装置、耗散能量的结构保险单元。 1.3 增加跨距 技术上，非常大跨距的桥梁可以用当今的材料来建造，跨距正变得更大，例如Jammu & Kashmir(查漠一克什米尔)境内的Chenab(奇纳布)河上一座桥是世界上最大拱距(480m)的桥梁之一。全寿命服务期的考虑为提升跨距提供了设计和建造依据。社会日益愿意为大跨距桥的方便和美观而买单。 斜拉桥正逐渐取代传统上与跨距相关的悬索桥，例如在日本建造了世界上最长的斜拉桥(Tatara跨海大桥-890m跨距)。发展缆绳斜拉技术，关键因素就是提高跨距，这是通过降低股束尺寸，增加诸如缆绳的螺旋等特征来实现的。 减震对长跨距的重要性:解决方案有诸如调幅物质减震器，用在斜拉的法国诺曼底庞特桥上的横交缆绳或“肩带”。绞线设备比预制平行线束体系更有竞争力。1000m跨距的记录被香港昂船洲大桥所打破，中国苏通大桥是1200m的跨距。 1.4 更高的桥 现今可开发出制造直径大至4m，高度大于100m柱子的技术及设备。 大直径立柱的建造:随着钻孔直径的增大，钻孔的稳定性也得到了提高。大直径立柱也更有利于在河床上定位立柱帽，更大更高的立柱可提供更大的净空高度。 1.5 变得更强 为了实现一种建筑的新理念，就需要引人一种新材料。钢可以使大跨距的析架箱梁成为可能;高强度线缆使得悬索桥成为可能;混凝土伴同预应力混凝土一起应用使得大跨距的混凝土桥成为可能。超高性能材料的引人可以大大改变建筑的力学特性，诸如VSL公司的水泥质材料Ductal性能上更近乎于钢。 1.6 预制部件 预浇铸地基、桥基、立柱和上部结构单元可以使桥的建造时间不再以年计，
复合材料在飞机上的应 用 Document number：WTWYT-WYWY-BTGTT-YTTYU-2018GT
复合材料在飞机航空中的应用与发展 学校：西安航空职业技术学院 专业：金属材料与热处理技术 姓名：郭远 摘要 复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一；复合材料构件的整体成型、共固化技术不断进展，复杂曲面构件不断扩大应用；复合材料的数字化设计，设计、制造一体化，以及基于三维模型铺层展开的专用设计／制造软件等技术的开发是先进复合材料发展的基本技术保障. 复合材料在飞机航空中的应用与发展 复合材料大量用于航空航天工业和汽车工业，特别是先进碳纤维复合材料用于飞机尤为值得注意。不久前，碳纤维复合材料只能在军用飞机用作主结构，但是，由于技术发展的进步，先进复合材料已开始在民航客机止也应用作主结构，如机身、机翼等。 一．飞机结构用复合材料的优势 现今新一代飞机的发展目标是“轻质化、长寿命、高可靠、高效能、高隐身、低成本”。而复合材料正具备了上面的几个条件，成为实现新一代飞机发展目标的重要途径。 复合材料具有质轻、高强、可设计、抗疲劳、易于实现结构/功能一体化等优点，因此，继铝、钛、钢之后迅速发展成为四大飞机结构材料之一。 复合材料在飞机结构上的应用首先带来的是显着的减重效益，复合材料尤其是碳纤维复合材料其密度仅为cm3左右，如等量代替铝合金，理论上可有42%的减重效果。
近年来随着复合材料技术的深入研究和应用实践的积累，人们清楚地认识到：复合材料在飞机结构上应用效益绝不仅仅是减重，而且给设计带来创新舞台，通过合理设计，还可提供诸如抗疲劳、抗振、耐腐蚀、耐久性和吸透波等其它传统材料无法实现的优异功能特性，可极大地提高其使用效能，降低维护成本，增加未来发展的潜力和空间。尤其与铝合金等传统材料相比，可明显减少使用维护要求，降低寿命周期成本，特别是当飞机进入老龄化阶段后效果更明显，据说B787较之B767机体维修成本会降低30％，这在很大程度上应归功于复合材料的大量应用。同时，大部分复合材料飞机构件可以整体成型，大幅度减少零件数目，减少紧固件数目，减轻结构质量，降低连接和装配成本，从而有效地降低了总成本，如F/A-18E/F零件数减少42%，减重158kg。复合材料整体成型技术还可消除缝隙、台阶和紧固件，无疑对提高军机的隐身性能也具有非常重要的贡献。 二．飞机结构用复合材料的发展过程 先进复合材料于上世纪60年代中期一问世，即首先用于飞行器结构上。30多年来先进复合材料在飞机结构上应用走过了一条由小到大、由次到主、由局部到整体、由结构到功能、由军机应用扩展到民机应用的发展道路。 1.复合材料在军用飞机上的发展过程 纵观国外军机结构用复合材料所走过的道路，大致可分为三个阶段： 第一阶段复合材料主要用于受力较小或非承力件，如舱门、口盖、整流罩以及襟副翼、方向舵等，大约于上世纪70年代初完成。 第二阶段复合材料主要用于垂尾、平尾等尾翼一级的次承力部件，以F-14硼/环氧复合材料平尾于1971年研制成功作为标志，基本于上世纪80年代初完成。此后F-15、F-16、F-18、幻影2000和幻影4000等均采用了复合材料尾翼，此时复合材料用量大约只占全机结构重量的5%。 第三阶段复合材料开始应用于机翼、机身等主要的承力结构，受力很大，规模也很大。主要以1976年美国原麦道公司研制成功FA-18复合材料机翼作为里程碑，此时复合材料用量已提高到了13%，军机结构的复合材料化进程进一步得到推进。此后世界各国所研制的军机机翼一级的部件几乎无一例外地都采用了复合材料，其复合材料用量不断增加，如美国的AV-8B、B-2、F/A-22、F/A-18E/F、F-35、法国的“阵风”（Rafale）、瑞典的JAS-39、欧洲英、德、意、西四国联合研制的“台风” （EF2000）、俄罗斯的C-37等，具体如表1所示。 应该指出继机翼、机身采用复合材料之后，飞机的最后一个重要部件——起落架也开始了应用复合材料，向着全机结构的复合材料化又迈进了一步。复合材料用在起落架上是代钢而不是代铝，可有更大的减重空间，一般可达40%左右。 2.复合材料在民用航空上的发展 继军机之后，国外大型民机也大量采用复合材料，以波音飞机为例，其进程大致走过了四个阶段：第一阶段：采用复合材料制造受力很小的前缘、口盖、整流罩、扰流板等构件，该阶段于上世纪70年代中期实现。第二阶段：制造升降舵、方向舵、
2017年2月第20卷第4期 中国管理信息化 China Management Informationization Feb.,2017 Vol.20,No.4 新一代大型客机主要指使用效率（Efficiency）、经济（Economics）、超凡的乘坐舒适和便利（Extraordinary comfort and convenience）以及环保（Environmental）等综合性能比当前航线使用的客机有很大提高的大型商用运输机。 新一代大型客机的概念指导了波音787飞机和空客A350飞机的研发。新一代大型客机机体结构的突出特点是广泛采用复合材料，复合材料不仅减轻了飞机结构的质量、提高了飞机结构的使用寿命、降低了飞机的维护费用，还可以增加舱内压力和空气湿度，提高民用飞机的经济性、舒适性、环保性。先进复合材料在飞机结构上的应用走过了一条由小到大、由次到主、由局部到整体、由结构到功能和由军机应用扩展到民机的发展道路。 基于近20多年经验的积累和认知的共识，按照适航规章要求，结合民机工程实际，聚合物基纤维增强复合材料在飞机结构中实现了规模化的应用。要实现复合材料结构规模化的应用，结构设计必须要着重考虑复合材料结构在使用寿命期内、安全使用前提下，同时取得较好的经济效益。结构设计在满足型号设计要求的同时，必须要考虑结构规模化应用对制造、使用、维修提出的新需求，在设计主导下，形成“设计—制造—使用—维修”一体化的结构设计，实现飞机复合材料结构的安全性与经济性。 1 新一代大型客机复合材料结构规模化应用的决策 新一代大型客机机体结构需用新材料的决策是依据未来20～30年内大型客机在总体布局上与目前航线飞机不会有很大差别，但在综合性能、安全性、经济性和环保要求等方面，将有很大的提高发展趋势和航线宽体客机的需求增长制定。 新一代大型客机复合材料结构规模化应用的决策主要考虑： ①实现飞机结构明显减重，机翼、机身主结构均采用复合材料制造；②中模量高强碳纤维/增韧环氧（180℃固化）复合材料已经过工程应用的验证，可满足大型客机主结构对材料的要求；③复合材料制造工艺技术革新和新工艺技术发展，可使复合材料大型结构件制造成本明显下降；④先进设计技术和设计—制造一体化、并行工程技术的应用，使结构设计结果更科学合理，可实现异地设计和制造，为复合材料结构制造国际化创造了条件；⑤半个世纪复合材料应用经验的积累和复合材料结构设计理念与验证技术的更新，使新一代飞机研制周期大大缩短、研发费用减少。 因此，波音公司率先将21世纪初开始研制的现代宽体客机波音787复合材料的用量占到机体结构重量的50%，大大提高了结构效率，与同级别客机相比可节省燃油20%。 空中客车公司于2005年5月宣布空客A350项目启动（A350后称A350XWB，extra Wide-Body，型号系列为A350-900）。空中客车公司面对竞争对手的压力和用户的要求，在A350项目推出的三年间，曾对A350的设计方案进行多次重要修改，选材方案的修改多达6次，包括机身由计划初期采用铝和铝锂合金，改为机体由复合材料制造。 2 复合材料关键结构设计的新问题 飞机机体复合材料结构规模化应用的核心问题是突破飞机机体关键结构复合材料的应用技术。 飞机机体关键结构是指其完整性对保持飞机总体安全是至关重要的承受飞行、地面和增压载荷的结构或元件（其破坏会降低飞机结构完整性）。如：机翼、中央翼盒、机身等主结构，对运输类飞机还包括主要结构元件。 复合材料在飞机机体关键结构的应用，首先要考虑飞机总体安全对结构完整性的要求。同时，还应考虑复合材料用量大幅增加带来的固有特性潜在的危害威胁，如对结构制造缺陷、闪电防护及使用、维修提出的一系列要求。复合材料关键结构设计的新问题、新考虑，大致可归纳为以下几方面。 （1）基于对飞行安全性的认知，机体结构疲劳和损伤容限设计是重点，按《运输类飞机适航标准》对复合材料飞机结构的要求，飞机在整个使用寿命期内将避免由于疲劳、环境影响、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。特别关注考虑的是外来物冲击、目视可见损伤及其扩展特性，两垮元件损伤、结构胶结以及“地—空—地”或“飞—续—飞”重复加载引起的材料性能退化和“高—低—高”温度交变引起的附加应力。 （2）质量、产量、成本综合平衡的大型整体结构制造技术。主结构零构件大型化、整体化设计，如翼面加筋壁板、翼梁、机身筒壳壁板、地板梁、中央翼盒壁板等，对制造技术提出了应通过充分的试制和试验，并进行合格鉴定，以保证其可重复生产性和设计的可靠性，结构制造生产能力应满足飞机按期交付的需求。采用成熟的制造技术，如数字化、自动化（包括检测自动化）、减少或消除人为因素影响的制造方法，可实现降低结构的制造成本，设计、制造一体化是必由的技术途径。 （3）复合材料结构闪电防护设计的地位很重要。复合材料（以碳/环氧复合材料为代表）导电性比标准铝合金大约低1 000倍的固有特性，决定了如果不提供恰当的导电闪电防护，闪电雷击可能造成结构破坏或大面积损伤，并可能在金属液压管路、燃油系统管路和电缆诱导上产生高闪电电流和电压。闪电防护可细分为结构完整性、燃油系统、电气和电子系统三个方面进行考虑，复合材料结构闪电防护给飞机带来了重量和成本的增加。 （4）结构耐撞损性的设计要求。飞机的耐撞损性由机身的冲击响应特性控制。对耐撞损性，规章一直随着实际飞机运行使用得到的经验而改变。机群经验还没有证实需要整机级耐撞损性的标 新一代大型客机复合材料结构一体化设计的若干特点 何长川，梁 伟，杨乃宾 （北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100083） ［摘 要］大量采用复合材料结构是新一代大型客机机体结构设计的突出特点。飞机机体复合材料结构规模化应用的核心问题是突破飞机机体关键结构复合材料应用技术。复合材料结构一体化综合设计是在确保使用寿命期内、飞机安全飞行使用的前提下，实现复合材料结构规模化应用并取得良好经济的、多设计要素变量的综合设计。本文对波音787和空客A350复合材料机身的设计与制造进行了对比，分析了各自的优缺点。 ［关键词］大型客机；复合材料结构；机体结构；规模化应用；一体化设计 doi：10.3969/j.issn.1673 - 0194.2017.04.091 ［中图分类号］V25 ［文献标识码］A ［文章编号］1673-0194（2017）04-0139-03 ［收稿日期］2017-01-02 / 139 CHINA MANAGEMENT INFORMATIONIZATION
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
复合材料在飞机航空中的应用与发展 学校：西安航空职业技术学院 专业：金属材料与热处理技术 姓名：郭远 摘要 复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一；复合材料构件的整体成型、共固化技术不断进展，复杂曲面构件不断扩大应用；复合材料的数字化设计，设计、制造一体化，以及基于三维模型铺层展开的专用设计／制造软件等技术的开发是先进复合材料发展的基本技术保障. 复合材料在飞机航空中的应用与发展 复合材料大量用于航空航天工业和汽车工业，特别是先进碳纤维复合材料用于飞机尤为值得注意。不久前，碳纤维复合材料只能在军用飞机用作主结构，但是，由于技术发展的进步，先进复合材料已开始在民航客机止也应用作主结构，如机身、机翼等。 一．飞机结构用复合材料的优势 现今新一代飞机的发展目标是“轻质化、长寿命、高可靠、高效能、高隐身、低成本”。而复合材料正具备了上面的几个条件，成为实现新一代飞机发展目标的重要途径。
复合材料具有质轻、高强、可设计、抗疲劳、易于实现结构/功能一体化等优点，因此，继铝、钛、钢之后迅速发展成为四大飞机结构材料之一。 复合材料在飞机结构上的应用首先带来的是显着的减重效益，复合材料尤其是碳纤维复合材料其密度仅为cm3左右，如等量代替铝合金，理论上可有42%的减重效果。 近年来随着复合材料技术的深入研究和应用实践的积累，人们清楚地认识到：复合材料在飞机结构上应用效益绝不仅仅是减重，而且给设计带来创新舞台，通过合理设计，还可提供诸如抗疲劳、抗振、耐腐蚀、耐久性和吸透波等其它传统材料无法实现的优异功能特性，可极大地提高其使用效能，降低维护成本，增加未来发展的潜力和空间。尤其与铝合金等传统材料相比，可明显减少使用维护要求，降低寿命周期成本，特别是当飞机进入老龄化阶段后效果更明显，据说B787较之B767机体维修成本会降低30％，这在很大程度上应归功于复合材料的大量应用。同时，大部分复合材料飞机构件可以整体成型，大幅度减少零件数目，减少紧固件数目，减轻结构质量，降低连接和装配成本，从而有效地降低了总成本，如F/A-18E/F零件数减少42%，减重158kg。复合材料整体成型技术还可消除缝隙、台阶和紧固件，无疑对提高军机的隐身性能也具有非常重要的贡献。 二．飞机结构用复合材料的发展过程 先进复合材料于上世纪60年代中期一问世，即首先用于飞行器结构上。30多年来先进复合材料在飞机结构上应用走过了一条由小到大、由次到主、由局部到整体、由结构到功能、由军机应用扩展到民机应用的发展道路。 1.复合材料在军用飞机上的发展过程
课 题 第二章复合材料在飞机上的应用综述 目的与要求复材在航空制造中的重要地位 航空发动机制造中使用复合材料的分布和比重先进民机使用复材的部位和作用 无人机制造中使用复材的主要特点 未来航空制造中使用复材的主要方向 重点航空发动机制造中使用复合材料的分布和比重先进民机使用复材的部位和作用 难 点 复材在航空制造中的重要地位 教 具 复习提问无人机制造中使用复材的主要特点未来航空制造中使用复材的主要方向启发复材可能还会使用的部位 新知 识点 考查 胶黏剂材料的选用方法、原则和依据 布置 作业 课堂布置，见后面。 课后回忆先进民机使用复材的部位和作用无人机制造中使用复材的主要特点 备注教员
第二章复合材料在飞机上的应用综述第2 页共8 页 图1 复合材料制作的零部件 图2 民用大型飞机复合材料分布图
第二章复合材料在飞机上的应用综述第3 页共8 页 1.复合材料的应用特点 随着航空航天科学技术的不断进步,促进了新材料的飞速发展,其中尤以先进复 合材料的发展最为突出。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,耐高温的纤维增强陶瓷基复合材料,隐身复合材料,梯度功能复合材料 等。飞机和卫星制造材料要求质量轻、强度高、耐高温、耐腐蚀,这些苛刻的条件,只 有借助新材料技术才能解决。 复合材料具有质量轻,较高的比强度、比模量,较好的延展性,抗腐蚀、导热、隔 热、隔音、减振、耐高(低)温,独特的耐烧蚀性、透电磁波,吸波隐蔽性、材料性能的 可设计性、制备的灵活性和易加工性等特点,是制造飞机、火箭、航天飞行器等军事 武器的理想材料。 2.飞机机身上的应用 2.1.飞机机身结构上的应用 先进复合材料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。目前被大量地应用在飞机机身结构制造上和小型无人机整体 结构制造上。 飞机用复合材料经过近40年的发展,已经从最初的非承力构件发展到应用于次 承力和主承力构件,可获得减轻质量(20~30)%的显著效果。目前已进入成熟应用期,对 提高飞机战术技术水平的贡献、可靠性、耐久性和维护性已无可置疑,其设计、制造 和使用经验已日趋丰富。迄今为止,战斗机使用的复合材料占所用材料总量的30%左 右,新一代战斗机将达到40%;直升机和小型飞机复合材料用量将达到(70~80)%左右, 甚至出现全复合材料飞机。 “科曼奇”直升机的机身有70%是由复合材料制成的,但仍计划通过减轻机身前 下部质量,以及将复合材料扩大到配件和轴承中,以使飞机再减轻15%的质量。“阿帕 奇”为了减轻质量,将采用复合材料代替金属机身。使用复合材料,未来的联合运输旋 转翼(JTR)飞机的成本将减少6%,航程增加55%,或者载荷增加36%。以典型的第四代 战斗机F/A-22为例复合材料占24·2%,其中热固性复合材料占23·8%,热塑性复合材 料占0·4%左右。 热固性复合材料的70%左右为双马来酰亚胺树脂(BMI,简称双马)基复合材料[1], 生产200多种复杂零件,其它主要为环氧树脂基复合材料,此外还有氰酸酯和热塑性树 脂基复合材料等。主要应用部位为机翼、中机身蒙皮和隔框、尾翼等。近10年来, 国内飞机上也较多的使用了复合材料。例如由国内3家科研单位合作开发研制的某歼 击机复合材料垂尾壁板,比原铝合金结构轻21 kg,减质量30%。 北京航空制造工程研究所研制并生产的QY8911/HT3双马来酰亚胺单向碳纤维 预浸料及其复合材料已用于飞机前机身段、垂直尾翼安定面、机翼外翼、阻力板、整 流壁板等构件。由北京航空材料研究院研制的PEEK/AS4C热塑性树脂单向碳纤维预 浸料及其复合材料,具有优异的抗断裂韧性、耐水性、抗老化性、阻燃性和抗疲劳性 能,适合制造飞机主承力构件,可在120℃下长期工作,已用于飞机起落架舱护板前蒙 皮。在316℃这一极限温度下的环境中,复合材料不仅性能优于金属,而且经济效益高。 据波音公司估算,喷气客机质量每减轻1 kg,飞机在整个使用期限内即可节省2200美 元。
先进复合材料在大飞机上的应用 随着新材料的研究发展，对于很重视轻量化的航空航天来说，也是不断更新着使用的材料，不仅仅是钛合金、镁合金等的合金材料大量使用，更是有诸如先进复合材料的应用。一代材料的发展，带动着航天航空的技术革新。 先进复合材料（Advanced Composites 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。 随着复合材料的广泛应用和人们在原材料、复合工艺、界面理论、复合效应等方面实践和理论研究的深入，使人们对复合材料有了更全面的认识。现在人们可以更能动地选择不同的增强材料（颗粒、片状物、纤维及其织物等）与基体进行合理的性能，从而制造出高于原先单一材料的性能或开发出单一材料所不具备的性质和使用性能。 先进复合材料有着其独特的优异性能。ACM具有质量轻，较高的比强度、比模量、较好的延展性、抗腐蚀、导热、隔热、隔音、减振、耐高（低）温，独特的耐烧蚀性、透电磁波，吸波隐蔽性、材料性能的可设计性、制备的灵活性和易加工性等特点。所以，先进复合材料在航空领域的应用日益广泛。 飞机用ACM经过40多年的发展，已经从最初的非承力构件发展到应用于次承力和主承力构件，可获得减轻质量20%-30%的显著效果。目前已进入成熟应用期，对提高飞机战术技术水平的贡献、可靠性、耐久性和维护性已无可置疑，其设计、制造和使用经验已日趋丰富。 在A380上采用的碳纤维复合材料大型构件主要有中央翼盒、翼肋、机身上蒙皮壁板、机身后段、机身尾段、地板梁、后承压框、垂尾等，大量的主承力结构都采用了复合材料。787复合材料的应用则更让世人瞩目，其机身和机翼部位采用碳纤维增强层合板结构代替铝合金;发动机短舱、水平尾翼和垂直尾翼、舵面、翼尖等部位采用碳纤维增强夹芯板结构，机身与机翼衔接处的整流蒙皮采用玻璃纤维增强复合材料。 其次，在飞机发动机上，复合材料也是有所应用。美国通用电器飞机发动机事业集团公司（GE-AEBG）和惠普公司，以及其他一些公司，都在用ACM取代金属制造飞机发动机零部件，包括发动机舱系统的许多部位推力反向器、风扇罩、风扇出风道导流片等都用ACM 制造。如发动机进口气罩的外壳是由美国聚合物公司的碳纤维环氧树脂预混料（E707A）叠铺而成，它具有耐177 ℃高温的热氧化稳定性，壳表面光滑似镜面，有利于形成层流。又如FW4000 型发动机有80 个149℃的高温空气喷口导流片，也是碳纤维环氧预浸料制造的。在316 ℃这一极限温度下的环境中，ACM不仅性能优于金属，而且经济效益高。据波音公司估算，喷气客机质量每减轻1 kg，飞机在整个使用期限内即可节省2200美元。 在飞机的一些功能需求上，先进复合材料也是发挥着巨大作用。机用雷达罩是一种罩在雷达天线外的壳形结构，其使用性能要求透微波性能良好，能承受空气动力载荷作用且保持规定的气动外形，便于拆装维护，能在严酷的飞行条件下正常工作，可抵抗恶劣环境引起的侵蚀。ACM具有优良的透雷达波性能、足够的力学性能和简便的成型工艺，使它成为理想的雷达罩材料。目前制作雷达罩材料较多采用的是环氧树脂和E玻璃纤维。 A380客机对于复合材料的使用也是达到了极致。空中客车继A340对碳纤维龙骨梁和复合材料后密封框——复合材料用于飞机的密封禁区发起挑战后，A380