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1、飛機復合材料結(jié)構(gòu)設計與試驗驗證2011年 12月29日 西安1一. 復合材料及其在航空結(jié)構(gòu)上的應用情況2復合材料定義復合材料是宏觀尺度上顯現(xiàn)不同成分和形式的幾種材料的混合物。復合材料的各組分保持原有的特性，即各組分盡管變形一致，但它們彼此完全不溶解或者相互不合并。通常，各組分在物力上能夠被區(qū)別，并且相互之間有界面。通常是有一種制成細微形狀的材料充分地分散與另一種材料中而組成的，前者稱為分散相（增強相），后者稱為基體相。先進復合材料主要指結(jié)構(gòu)性能相當或優(yōu)于鋁合金的復合材料，如用碳纖維、硼纖維、芳綸等高性能增強體與高聚合物構(gòu)成的復合材料，還包括金屬基、陶瓷基和碳(石墨)基復合材料以及功能復合材料。

2、 3復合材料的特點是結(jié)構(gòu)性材料比強度、比模量高各向異性，具有可設計性耐腐蝕抗疲勞層間強度低（對聚合物基層壓復合材料而言）4航空結(jié)構(gòu)常用的碳纖維聚合物基復合材料的增強相構(gòu)型單向鋪層織物編織5軍用航空結(jié)構(gòu)應用情況6民機結(jié)構(gòu)的發(fā)展動力輕結(jié)構(gòu)增加有效載重減少燃油消耗，減輕環(huán)境污染低成本全壽命成本為衡量指標市場競爭力的核心因素之一民機技術(shù)追求兩大目標（民機市場競爭力的主要核心）：卓越的運營經(jīng)濟性 通常用全壽命成本、載重量和航程來衡量；環(huán)境性能 其衡量指標則是顯著降低燃油消耗、噪聲和綜合環(huán)境影響，同時提高艙內(nèi)舒適性。實現(xiàn)上述目標的四大核心技術(shù)：輕結(jié)構(gòu)技術(shù)下一代發(fā)動機技術(shù)先進空氣動力學技術(shù)創(chuàng)新制造工藝前提：

3、不降低結(jié)構(gòu)安全性要求！7復合材料在民機結(jié)構(gòu)上應用情況（過去）優(yōu)勢天然的輕質(zhì)材料阻礙結(jié)構(gòu)成本與結(jié)構(gòu)效益的平衡8A380機體結(jié)構(gòu)材料構(gòu)成22 % 復合材料61% 鋁合金10% 鈦合金與鋼3 % Glare2% 表面保護涂層2% 其他9Boeing 787 結(jié)構(gòu)材料構(gòu)成10復合材料在通用飛機結(jié)構(gòu)上應用情況11國內(nèi)航空復合材料應用情況12二. 飛機復合材料結(jié)構(gòu)設計13一般設計過程制造工藝數(shù)據(jù)材料彈性性能復合材料試驗載荷幾何外形層壓板許用值折中研究初步設計元件/典型件試驗詳細設計全尺寸結(jié)構(gòu)試驗設計通過14航空復合材料結(jié)構(gòu)設計/驗證的一般過程15設計考慮選材力學性能篩選 （包括濕熱環(huán)境的影響）液體敏感性的

4、篩選 發(fā)動機燃油 液壓油 冷卻液 發(fā)動機潤滑油 除冰液 洗滌液 。16設計考慮一般原則 在確定鋪層（層壓板的鋪層順序）和設計細節(jié)時，應當遵循某些基本的原則：采用均衡的層壓板，以避免翹曲；采用能產(chǎn)生最小纖維體積含量為55%的制造技術(shù)；在每個主方向(0, 90,45)最少使用10%的鋪層，以在所有方向提供可接受的最低強度；在任何一個方向，最多采用四個連續(xù)的鋪層，以避免從固化溫度下降時因收縮或因載荷作用而出現(xiàn)劈裂；將45層鋪設在剪切板的外表面，以增加對屈曲的阻抗能力；在孔或缺口周圍區(qū)域避免高度方向性的層壓板，因為這種鋪層情況的應力集中系數(shù)相當高；17設計考慮一般原則（續(xù)-1）在碳和鋁合金之間加上一層

5、玻璃纖維織物屏蔽層，以防電腐蝕；在需要剔層處，取最少6 mm (0.25 in)的臺階長度逐步遞減，以改善載荷的重分布（剔層設計）；只要可能，用一個連續(xù)的層覆蓋各個剔層處，以防在鋪層端頭處出現(xiàn)分層；對機械緊固件保持足夠邊距孔距，使擠壓強度最大；只要可能，避免用蜂窩來加勁結(jié)構(gòu)，因為蜂窩易于讓水分浸入并易受損傷；避免使用會使纖維排列不佳的制造方法，因為波紋狀的纖維會使剛度和壓縮強度下降；18設計考慮一般原則（續(xù)-2）通過設計大的零件或區(qū)段使得連接的數(shù)量最小，因為連接會降低強度并增大重量與費用（結(jié)構(gòu)整體化設計）；允許沖擊類型的損傷，這可能隨著危險度而變化（例如，上部水平表面處于最高危險度）；盡可能利

6、用材料的非各向同性性質(zhì)（優(yōu)化與剪裁）；確保設計中反映了所用制造工藝方法的限制條件；進行破壞載荷與破壞模式預計，以與試驗數(shù)據(jù)對比；使得將會暴露材料缺口敏感性的特征變?yōu)樽钚』驅(qū)⑵渑懦?；考慮由于環(huán)境出現(xiàn)的退化；做好快捷檢測生產(chǎn)缺陷的準備（可達性設計）；設計中考慮到修理問題（可維修性設計）；預計面外載荷并通過設計使其為最小；計算強度時考慮到固化后層壓板內(nèi)的殘余應力。19飛機復合材料結(jié)構(gòu)失效（破壞）模式壁板屈曲（穩(wěn)定性）層壓板子層屈曲螺栓連接破壞（擠壓或靜截面拉伸破壞等）層壓板拉伸/壓縮/剪切（應力集中）分層和界面脫膠蒙皮/芯子脫膠（夾層結(jié)構(gòu)）沖擊凹痕/穿透20復合材料結(jié)構(gòu)強度設計思想（相對保守）高溫與

7、飽和吸濕環(huán)境條件組合在一起得到許用值；耐久性要求兩倍壽命損傷/缺陷不擴展；損傷容限要求兩倍維修間隔內(nèi)損傷/缺陷不擴展，并有足夠的剩余強度；根據(jù)試驗數(shù)據(jù)限制許用應變，以滿足損傷/缺陷不擴展要求。21設計許用值思想壁板屈曲和子層屈曲用分析工具處理，不要求許用強度輸入；螺栓連接破壞采用半經(jīng)驗分析工具，以及相關的層壓板級設計許用值；分層被實心層壓板沖擊凹痕/穿透的許用應變限制所覆蓋；對于沖擊損傷復合材料，靜力下預測的破壞應變與疲勞載荷下響應之間的關系已經(jīng)得到了證明；蒙皮/芯子脫膠專門確定沖擊凹痕/穿透的許用應變限制點；在最近的計劃中，以開孔試樣強度試驗為基礎的許用強度還被用來說明層壓板拉伸/壓縮/剪切

8、破壞、局部的自由邊開裂/損傷、以及其他已經(jīng)存在的或損傷引起的應力集中一般，材料許用值只用于點設計。22飛機復合材料結(jié)構(gòu)強度設計要點蒙皮設計根據(jù)剛度、強度、屈曲、損傷容限以及修理許用值沖擊后壓縮（CAI）、開孔拉/壓、充填孔拉/壓連接設計根據(jù)擠壓/旁路、粘接強度、元件試驗與損傷容限剪切腹板設計根據(jù)剪切強度、損傷容限、修理許用值、屈曲23復合材料結(jié)構(gòu)設計理念設計-材料工藝-制造/裝配一體化的理念，強調(diào)結(jié)構(gòu)設計應該充分利用復合材料的優(yōu)點，揚長避短。買得起整體化自動化243. 復合材料設計準則（工程）25層壓板鋪層比例對于單軸結(jié)構(gòu)0： 50%60%45 ： 30%40%90 ： 10%左右對于承受剪切

9、載荷的結(jié)構(gòu)，大約 10/80/100： 10%30%45 ： 60%80%90 ： 10%左右對于承受不同載荷方向的結(jié)構(gòu)，大約 25/50/25（準各向同性） 0： 25%30%45 ： 50%90 ： 25%26層壓板鋪層順序在那些不可能有完美對稱性的場合，“非對稱”應該保持盡可能地接近中面。鋪層應該是對稱的（+45 和- 45 鋪層數(shù)目相等）來減小制造中的回彈和撓曲 27層壓板鋪層順序相同取向的鋪層順序應該均勻地分布 。從損傷容限觀點出發(fā)，層壓板的外鋪層不應該與主應力方向相符合。 28層壓板鋪層順序在一些情況下，如在屈曲下，建議把定位離對稱平面盡可能遠；在這些層壓板中，設計者不得不評估這是

10、否與先前的損傷容限準則相符合以及選擇最佳方案。 為了減少層壓板中微裂紋的形成，相同方向鋪層的層片數(shù)量應該加以限制。從設計實踐中可知，推薦使用的最大數(shù)量為三層泊松比：對于膠接與共固化部分而言，為了使接觸不同層壓板間的界面剪切最小化，泊松比差的絕對值應限制在以內(nèi)。 29層壓板剔層當運用剔層時，制造工藝會是主要影響的因素。斜率比 主載荷方向為 1:10其他方向為 1:5避免在同一點處斜削兩層或更多的相鄰鋪層每3層削層應該至少有一層連續(xù)或者覆蓋這3層削層 ，在削層的起始端與結(jié)束段，斜削的鋪層應該是為內(nèi)鋪層，外鋪層應該是連續(xù)的 30層壓板剔層31拐角半徑32鋪層拼接33中華人民共和國民用航空法（1996

11、年3月1日施行）中華人民共和國民用航空器適航管理條例（國務院1987年5月4日發(fā)布）中國民用航空規(guī)章適航管理程序（中國民用航空總局頒布）中華人民共和國民用航空法第四章“民用航空器適航管理”授權(quán)國務院民用航空主管部門對民用航空器及其發(fā)動機、螺旋槳和民用航空器上設備的設計、生產(chǎn)和維修、進口、出口、使用等活動進行管理。中華人民共和國民用航空器適航管理條例的第四條授權(quán)中國民用航空總局（簡稱民航局）負責民用航空器的適航管理。中國民用航空規(guī)章和適航管理程序是民航局適航審定的基本依據(jù)，具有法律效力。適航管理的法律依據(jù)與效力34適航取證中華人民共和國民用航空法第四章“民用航空器適航管理”明確規(guī)定民用航空器及其

12、發(fā)動機、螺旋槳和民用航空器上設備的設計、生產(chǎn)與維修、和進口需要申請并取得國務院民用航空主管部門發(fā)給的型號合格證書、生產(chǎn)與維修許可證書、和型號認可證書。民用航空器應當持有國務院民用航空主管部門頒發(fā)的適航證書，方可飛行。35中國民用航空規(guī)章中國民用航空規(guī)章有多個分部，對于機體結(jié)構(gòu)來說，涉及到第23、25、27和29部，其中第23部 正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航標準，是針對小飛機的；第25部 運輸類飛機適航標準，是針對大飛機的；第27部 正常類旋翼航空器適航規(guī)定，是針對小型直升機的；第27部 運輸類旋翼航空器適航規(guī)定，是針對大型直升機的。36中國民用航空規(guī)章與結(jié)構(gòu)有關的條款37FAA咨詢通

13、報AC20-107航空規(guī)章的有關條款與飛機結(jié)構(gòu)所用的材料類型無關，但復合材料與傳統(tǒng)金屬材料在特性上有明顯的差異。上世紀70年代，當復合材料開始應用于機體結(jié)構(gòu)時，F(xiàn)AA頒布了咨詢通報復合材料飛機結(jié)構(gòu)（AC20-107）；1984年，頒布了AC20-107A；2009年，頒布了最新修訂的AC20-107B。預計該通報還將定期修訂，以反映復合材料技術(shù)的持續(xù)發(fā)展以及來自使用經(jīng)驗和擴大應用的數(shù)據(jù)。 該咨詢通報針對復合材料飛機結(jié)構(gòu)的適航性驗證要求，提出了符合航空規(guī)章第23，25，27和29部各條款可接受但非惟一的方法。還介紹了與設計、制造和維護方面密切相關的指導性資料，其中包含的信息，就其性質(zhì)而言，是指導

14、性而不是指令性的，也不是規(guī)章性的。 38材料和制造研發(fā)材料和工藝控制 建立覆蓋材料、材料工藝和制造方法的規(guī)范來保證制造可重現(xiàn)且可靠結(jié)構(gòu)的基礎 。材料規(guī)范保證所采購材料的一致性，而批次驗收試驗或統(tǒng)計過程控制用來保證材料性能在任何時候都不會出現(xiàn)偏離 ；工藝規(guī)范保證能生產(chǎn)出可重現(xiàn)且可靠的結(jié)構(gòu)；試驗與產(chǎn)品零件都必須符合材料與工藝規(guī)范。 一旦確定了生產(chǎn)工藝，除非完成了包括差別性試驗在內(nèi)的附加鑒定，不應出現(xiàn)變化 。為提供合適的設計數(shù)據(jù)庫，應確定環(huán)境對材料體系和相關工藝的影響。 對在線工藝質(zhì)量控制要監(jiān)控關鍵的特性和工藝參數(shù)。審定部門要求的全面質(zhì)量控制計劃應包括相關的專業(yè)，即工程、制造和質(zhì)量控制。 還應用由試

15、驗證據(jù)支持的分析、或試樣、元件或組合件級試驗來證實規(guī)范允許的偏差。 39材料和制造研發(fā)制造實施 需要有工藝規(guī)范和制造文件來控制復合材料制造和裝配。 需要完整的生產(chǎn)記錄來支持零件驗收和允許的偏差（缺陷、損傷和異常），需要驗證數(shù)據(jù)來證實帶有允許的所有已知缺陷、損傷和異常繼續(xù)使用而不必重新加工或進行修理，對所有經(jīng)證實的設計和工藝變化，還需要有生產(chǎn)記錄。要通過生產(chǎn)樣件和質(zhì)量評估來鑒定已認證飛機產(chǎn)品的新供應商，以保證等效生產(chǎn)和可重復性。 40材料和制造研發(fā)結(jié)構(gòu)膠接 對膠黏劑和膠接工藝鑒定，搭接剪切剛度與強度是常用的力學試驗，剪切試驗無法給出與拙劣膠接工藝（即缺膠）相關的長期耐久性和環(huán)境退化的可靠量度，某

16、種剝離試驗已被證實能更可靠地評定膠接質(zhì)量。 需要有工藝規(guī)范來控制膠黏劑的粘接。由工藝過程中的檢測和試驗構(gòu)成的“工藝控制狀況”已證明是保證膠接質(zhì)量最可靠的手段。 14 CFR23.573(a)為證實主要的復合材料機體結(jié)構(gòu)提出了要求，包括對損傷容限、疲勞和膠接接頭的考慮，雖然這是小飛機的法則，但預期對運輸機和旋翼機類飛機通常采用同樣的性能標準 。41材料和制造研發(fā)環(huán)境考慮 應制訂環(huán)境設計準則，來確定所評定結(jié)構(gòu)材料可能遭受的最嚴酷環(huán)境曝露條件，包括溫度和濕度。對最嚴酷的正常操作和系統(tǒng)破壞，需要鑒別出安裝在緊挨產(chǎn)生熱能的飛機系統(tǒng)附近的復合材料結(jié)構(gòu)的峰值溫度。應提供試驗數(shù)據(jù)來驗證，能以高置信度來獲得在使

17、用中預計的適當嚴酷環(huán)境條件下的材料設計值或許用值。 必須要說明與環(huán)境相關的殘余應力影響。42材料和制造研發(fā)結(jié)構(gòu)防護 風化、磨蝕、腐蝕、紫外線輻射和化學環(huán)境（乙二醇、液壓油、燃油、清洗劑等）可能會引起復合材結(jié)構(gòu)的退化。應針對使用中預期的條件提出防止材料性能退化的有效防護措施和/或注意事項，并用試驗證實，需要時提供通風和排水措施。在某些復合材料與金屬材料間的界面需要有隔離層，來避免腐蝕（如可以用玻璃布把碳纖維復合材料層與鋁隔離）。需要鑒定復合材料制造的零件所用專用緊固件和安裝方法，來說明電化學腐蝕問題，以及在安裝緊固件時對復合材料（分層和纖維斷裂）產(chǎn)生損傷的可能性。 43材料和制造研發(fā)設計值 必須

18、由按成熟的材料規(guī)范采購和按典型的產(chǎn)品工藝規(guī)范加工，穩(wěn)定和可重復的材料來獲得導出設計值的數(shù)據(jù)，這是為了保證在用于導出設計值的統(tǒng)計分析中獲得產(chǎn)品材料允許的變異性。 層壓材料體系應建立層壓板級設計值，可以采用層壓板試驗，或采用單層級試驗與經(jīng)試驗證實的分析方法相結(jié)合。非層壓材料形式和先進復合材料工藝的設計值，必須在最能代表零件中材料狀態(tài)的尺度上，或由材料子結(jié)構(gòu)試驗與經(jīng)試驗證實的分析方法相結(jié)合的方法確定。 44結(jié)構(gòu)靜強度驗證復合材料設計的結(jié)構(gòu)靜強度驗證應考慮所有的關鍵載荷情況和相關的破壞模式，還應包括環(huán)境影響（包括制造過程中引起的結(jié)構(gòu)殘余應力）、材料和工藝變異性、不可檢缺陷或任何由質(zhì)量控制、制造驗收準則

19、允許的缺陷、以及終端產(chǎn)品維護文件允許的使用損傷。除非已有類似設計、材料體系和載荷狀態(tài)的經(jīng)驗，證實用組合件、元件和試樣試驗或可接受的低載荷水平下的部件試驗所支持的分析方法是合適的，否則就應通過在適當環(huán)境下的部件極限載荷試驗程序，來驗證復合材料設計的靜強度。45結(jié)構(gòu)靜強度驗證重復載荷與環(huán)境曝露的影響 可用由試驗數(shù)據(jù)支持的分析，由試樣、元件或組合件級的試驗，或適用時用已有的有關數(shù)據(jù)來說明。在全尺寸靜力試驗中對關鍵載荷條件，有三種方法來考慮先前的重復載荷和/或環(huán)境曝露。 第一種方法，全尺寸靜力試驗應對先前受過重復載荷和模擬嚴重環(huán)境曝露的浸潤過的結(jié)構(gòu)進行，然后在該環(huán)境下試驗。 第二種方法依賴于試樣、元件

20、和組合件試驗數(shù)據(jù)來確定重復載荷和環(huán)境曝露對靜強度的影響。然后應在全尺寸靜強度驗證試驗（如超載系數(shù)）或在對試驗結(jié)果的分析（如表明與包括環(huán)境和重復載荷退化影響的設計值具有正的安全裕度）中考慮由這些試驗表征的退化。 可以把前兩種方法結(jié)合起來得到所需的結(jié)果（如全尺寸靜力試驗可以在嚴重的工作溫度下與考慮飛機結(jié)構(gòu)壽命期間所吸收的水分影響的載荷系數(shù)相結(jié)合來進行）。 46結(jié)構(gòu)靜強度驗證“積木式”方法 應通過分析程序和用一系列復雜程度逐漸增加的各種試驗件來可靠地確定復合材料結(jié)構(gòu)的強度，工業(yè)界通常稱為“積木”方法，可以用試樣、元件、典型結(jié)構(gòu)件、和組合件級別上的這些試驗和分析來說明變異性、環(huán)境、結(jié)構(gòu)不連續(xù)（如接頭、

21、開口或其他應力集中處）、損傷、制造缺陷和特定的設計或工藝細節(jié)問題，通常試驗由簡單的試件逐步進展到更復雜的元件和典型結(jié)構(gòu)件，這種方法允許用為所需分析相關性收集的數(shù)據(jù)和必要的重復性，來經(jīng)濟地定量獲取較大尺寸結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的變異性。 47結(jié)構(gòu)靜強度驗證其他建議如果環(huán)境影響能通過積木式試驗可靠地預計，并在靜力試驗或?qū)o力試驗的結(jié)果分析中予以考慮，則可以在大氣環(huán)境下進行部件的靜力試驗。 應按照生產(chǎn)規(guī)程和工藝來制造和裝配靜力試驗件，使得試驗件代表了生產(chǎn)型結(jié)構(gòu)（包括與按制造驗收準則確定的限制值相一致的缺陷） 應在靜強度證實中考慮復合材料結(jié)構(gòu)的材料和工藝變異性，這主要通過對制造結(jié)構(gòu)建立充分的工藝與質(zhì)量控制，和由試驗

22、與分析對所需強度的可靠證實來達到。 應表明，由制造和使用中能實際預計到，但不大于按所選檢測方法確定的可檢門檻值的沖擊損傷，不會使結(jié)構(gòu)強度低于極限載荷能力，這可通過由試驗證據(jù)支持的分析，或用試樣、元件或組合件級的試驗組合來表明。 在獲得認證的已有結(jié)構(gòu)中大的材料與工藝變化需要額外的靜強度證實 。48損傷容限評定 損傷分類49類別1 周期或定向的外場檢測可能漏檢的許用損傷或許用的制造缺陷。類別1損傷的結(jié)構(gòu)證實包括證實可靠的使用壽命，同時保持極限載荷能力。根據(jù)定義這樣的損傷要滿足與本咨詢通報7一致的要求和指南。類別1損傷的一些例子包括BVID和在制造或使用中引起的許用缺陷（如小的分層、孔隙率、小的劃傷、溝槽和較小的環(huán)境損傷），這些損傷擁有表明在飛機結(jié)構(gòu)壽命期間保持極限載荷的證實數(shù)據(jù)。 50類別2在規(guī)定的檢測間隔期間進行定期或定向外場檢測能可靠檢測出的損傷。類別2損傷的結(jié)構(gòu)證實包括對可靠的檢測方法和間隔的驗證，同時保持超過限制載荷的能力。對給定類別2損傷的剩余強度可能取決于選定的檢測間隔和檢測方法。類別2損傷的一些例子包括目視可見沖擊損傷（VID），VID（尺寸從小到大）、深的溝槽或劃傷、在工廠不明顯的制造失誤、可檢的分層或脫膠和大的局部灼傷或環(huán)境退化，它們在被發(fā)現(xiàn)以前要承受足夠的剩余強度。這種損傷不應擴展，或若是出現(xiàn)緩慢或止裂擴展，則在檢測周期內(nèi)其剩余強度水平要足以超過限制載荷能力