复合材料飞机结构强度设计和验证的特点.pdf

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2、)黎观生(成都飞机设计研究所，成都 6 1 0 0 4 1)摘 要 结合军用飞机结构强度规范修订，概述了复合材料飞机结构设计规范的演变，并基于过去 2 0多年参与复合材料结构设计的经验教训和美国最新的军用飞机设 计规范，从材料和工艺、设计许用值、静强度、耐久性、损伤容限和结构验证试 验等几方面分别阐述了复合材料结构强度设计和验证要点及与金属结构的差别。关键词 复合材料强度规范静强度耐久性损伤容限结构验证 随着复合材料在飞机结构中的应用越来越J、泛，现有的设计规范已远远不能满足需要，因此目前对 G J B 6 7 系列“军用飞机结构强度 范”的修订中，增加了有关复合材料的内容，本文首先简述了复合

3、材料飞机结构设计规范的演变，并结合作者2 O 多年参与复合材料结构 研制的体会，参照美国最新的军用飞机没计规范J S S G 2 0 0 6“联合使用规范指南 1 I机结 构”，从材料和工艺、设计许刚值、静强度、耐久性、损伤容限和全尺寸结构试验验证等 几个方面分别阐述了复合材料结构强度规范要点及与金属结构的差别。收稿【期：2 0 0 5 年 3月 1 O U 7 7 1 复合材料飞机结构设计规范的演变 复合材料在飞机承力结构中的应用始于 1 9 7 0 年。当时所用的飞机设计规范和标准并没 有包含复合材料结构的内容，复合材料结构设计时基本上是套用金属结构的设计要求与验 证方法。l 9 7 6

4、l 9 8 2 年美国空军怀特航空研究院(A F WA L)和航空系统分部(A S D)主持 并赞助了复合材料结构完整性实施计划(S t r u c t u r a l I n t e g r it y R o a d m a p)。该计划通过研制 F A l 8 A B复合材料机翼、A v 8 B复合材料机翼和前机身，深入研究了复合材料飞机结构的 完整性要求。研究表明复合材料与金属结构特性有很多不同，特别是损伤、断裂和疲劳特 性能与金属有很人差别，金属结构的设计与验证方法往往不能直接用丁复合材料结构。同 时还发现冲击损伤和湿热效应等是影响复合材料结构性能的重要囚素，需在设计中加以重 点考虑。

5、在此基础上，美国空军 l 9 8 5 年 2月 2 8日 颁布的规范 MI L A 8 7 2 2 l“飞机结构通 用规范”和美国海军 l 9 8 5 l 9 8 7 年颁布的规范MI L A 8 8 6 6 B(A S)“可靠性要求，重复载荷，疲劳和损伤容限”和 MI L A 8 8 6 7 C(A S)“地面试验”中都增添了有关复合材料的内容。鉴 于增添部分的内容多为定性认识，还没有给出定量的处理建议，特别是对损伤容限的要求。为此，美国空军丁 l 9 8 2 l 9 8 7 年赞助 B o e i n g 公司军机分部和诺思罗酱公司，完成了一项复 合材料主结构损伤容限要求与设计方面的研究计

6、划。美国新型歼击机 F 2 2 和 F 2 3的复合材 料机翼研制，就充分采用了这一计划的研究成果，同时这些成果也构成了美国空军新规范，即 l 9 9 0 年 6 月 8日颁布的A F G S 8 7 2 2 l A“飞机结构通用规范”中新增添内容的基础，这些 内容包括具体的损伤容限要求和低能量冲击的耐久性要求等。l 9 9 8 年 l 0月 3 0日美国国防 部颁布的J S S G 2 0 0 6“联合使用指导性规范飞机结构通用规范”，是美国海军和空军当局 在 A F G S-8 7 2 2 l A的基础上，考虑了海军飞机的特殊要求和海军的使用经验斤提山的统一规 范文本，复合材料结构部分的

7、9 容基本上没有超山A F G S 8 7 2 2 l A的范围。复合材料在民机上的应用比军机要迟，考虑到飞机的安全性和经济性，所以比较慎重。上世纪 7 0年代中期，由于能源危机迫使美国实施飞机能效计划(A C E E)，该计划包括了 复合材料飞机主承力结构的研制。为了对所研制的复合材料结构部件给出适用的适航审定 方法，美国联邦航空管理局(F A A)于 l 9 7 8 年 7 月 l 0日 颁布了咨询通报 A C 2 0 1 0 7“复合 材料飞机结构”，这是第一个有关复合材料的规范文件。其不足之处在于对复合材料结构 的疲劳 损伤容限验证内容中，只是笼统地要求至少不低于同类金属结构的安全水平

8、。B o e in g 7 2 7 的升降舵(1 9 7 9 年 l 2月7日 通过适航 以下同)、L 1 0 l 1 副翼(1 9 8 1 年 8 月2 4日)和 B o e i n g 7 3 7 水平安定面(1 9 8 2 年)就是在它的指导下完成设计和适航审定的。在这项文件的基础上，法国于 1 9 8 1 年 2月 1 2日 颁布了同时适用于军机和民机的技术备忘 录8 1 0 4 S T P A E G，欧洲联合适航当局颁布了“J A R讨论纪要”。经过一段时间的实践，并 根据同一时期所获得的军机和民机的设计和使用经验，F A A 丁 l 9 8 4 年 4月 2 5日重新修订 颁布了

9、新的咨询通报 A C 2 0 1 0 7 A“复合材料飞机结构”。在该项文件中，首次明确提山了 对冲击损伤的设计与验证要求，损伤无扩展的设计概念，并强调了对湿热影响的验证要求 7 8 等。它是目前对民削飞机复合材料结构取得适航认可所制定的最权威和最详尽的文什。迄 今为止所有投入航线飞行的民用飞机复合材料部件的适航审定都是按照这一咨询通报来执 行的。欧洲联合适航当局丁 1 9 8 6 年 6 月颁布的咨询通报 J A R A C J 2 5 6 0 3“复合材料航空器 结构”实际上只是它的翻版。我国“入五”(1 9 8 0 年1 9 8 5 年)期间即已开始将复合材料用于飞机主要部件，但按 照结

10、构完整性要求进行复合材料飞机主承力结构的设计与验证，则始于 1 9 8 6 年。在对带整 体油箱的复合材料机翼和新歼复合材料垂尾与鸭翼设计研制与验证过程中，开展了包括确 定设计许用值，验证损伤无扩展设计概念以及全尺寸结构完整性验证内容和方法等方面的 研究。通过上述型号的研制，国内对复合材料结构的设计与验证技术逐渐形成了比较系统 的认识，并积累了一定的数据和经验。迄今为止我国军用飞机的设计使用的仍是 1 9 8 5 年颁 布的G J B 6 7 系列的“军用飞机强度规范”和 l 9 8 9 年颁布的G J B 7 7 5 1“军心 l I 机结构完整 性大纲 飞机要求”与“G J B 7 7 6

11、 军 飞机损伤容限要求”。它们基本上没有给出复 合材料结构的设计要求和准则，为了补充它们的不足，在参考美国最新设计军L j 规范和总 结国内设计与使用经验后，分别丁 1 9 9 7 年和 2 0 0 3 年颁布了航空：业标准 H B 7 4 9 1 9 7“军 用飞机复合材料结构强度验证要求”和国家军用标准 G J B 5 1 9 3 2 0 0 3“15 机复合材料结构改 计指南”。这两个标准给山了目前我国军 飞机复合材料结构设计和验证应该遵循的要求 与准则。为了满足军J 15 机复合材料结构没计的要求，目前对 G J B 6 7 系列规范进行重新修 订的工作中增加了有关复合材料结构的有关内

12、窬。“中国民用航空条例第 2 5部(C A A R 2 5)运输类飞机适航标准”和 F A A A C 2 0 1 0 7 A“复合材料飞机结构”则是我国民用飞机复合材料结构设计、验证秆 I 通过适航 审定必须严格遵守的适航条例与咨询通报。2 材料与工艺 复合材料的特点是材料与结构同时形成，冈此材料性能与结构形式平 l I 1 艺密不可分；由于目前飞机结构主要采用聚合物基复合材料多向层压结构，它可以由不同比例、不同纤 维方向的铺层构成，在结构应用时形成结构的基本元素层压板；由丁复合材料结构的 特点，提出了很多新的性能表征要求，其中特别是湿热和抗冲击性能。由丁这些特点，为 保证结构使用，必然对材

13、料性能表征和 r 艺的一致性提出了很多与金属不同的要求和验证 方法。国外，特别是美国，白 上世纪 7 O 年代初即开始积累这些经验教训，形成了军L j 手册 MI L H D B K-1 7“聚合物基复合材料手册”，在此后的 3 0 多年里，经过 5 次补充和修订，最 新的版本是 2 0 0 2 年 6月 l 7日由国防部颁布的 MI L H D B K 1 7 F“复合材料手册”，涉及的 内容除聚合物基复合材料(共 3卷)外，还包括金属基复合材料和陶瓷基复合材料(各 l 卷)。它们构成了为保证结构安全使用，在材料S n；F 艺方面所需遵从的要求和使用的方法。国内虽然也积累了人量经验，但尚未形

14、成配套的标准和手册，因此在性能表征和。l：艺保障 7 9 方面，今后有待参照国外的经验不断补充和完善。3 设计许用值 材料许用值和结构设计许用值的概念对金属和复合材料是相同的，但国内设计人员长 期以来习惯于无缺陷 损伤结构强度与含缺陷 损伤结构设计分别处理的思想，对它们之间的 差别和关系并不清楚，特别是由于复合材料蒙皮结构设计许用值主要基于损伤容限发计思 想，而在相当长的一段时间里造成了混乱。为此在新规范中明确给出了它们的定义。材料 许用值(A l l o w a b l e s)定义为：在一定的载荷与环境条件下，主要由试样试验数据，经统计 分析后确定的具有一定置信度和可靠度的性能表征值。而结

15、构设计许用值(D e s i g n A l l o w a b l e s)定义为：为保证整个结构的完整性，在材料许用值的基础上，根据元件、细节 件和 或典型结构件试验结果，由设计师确定、有验证试验支持的设计限制值。在新规范中 对材料许用值和设计许用值分别阐述如下。3 1 材料许用值(1)材料许用值主要考虑单向层压板的基本力学性能和材料体系的缺口敏感性。(2)材料许用值应考虑对结构完整性有影响的的环境条件，例如吸湿量与温度的联 合作用、外来物冲击等。(3)材料许用值在很多情况下采用应变值来表示。(4)材料许用值的数值基准分为 A基准值、B基准值和平均值，采用何种基准应根 据具体工程项目的结构

16、设计准则而定。3 2 设计许用值 设计部门应根据所设计具体结构的结构完整性要求(通常包括静强度、刚度、耐久性 和损伤容限等)，在已有材料许用值及设计和使用经验的基础上，有时还要根据积木式试 验的结果，规定和验证结构设计许用值，以 保证按设计许用值进行设计的结构能满足它的 结构完整性要求。在确定结构的设计许十 j 值时，应考虑所有适用的环境影响。温度应从飞机的预计使用 中得到，湿度条件应从干燥到寿命结束期间选取一种典型基准值。对已知飞行条件下的设 计许用值应根据该飞行条件下的适当温度与最严重的可能湿度条件的组合得到。由于复合 材料结构强度取决于铺层形式、几何形状和载荷类型，因此设计许用值必须考虑

17、这些因素。必须强调对复合材料结构，不确定系数(原称为安全系数)仍为 1 5。4 静强度 对静强度的设计要求原则上与金属结构相同，但由于复合材料的基体材料在使用中会 吸收一定量的水分，使得复合材料结构在使用中可能遇到的高温下性能有所下降，而通常 的结构验证试验一般均在室温大气环境 卜 进行，因此在新规范中专门声明：若在室温环境 8 0 下进行全尺寸复合材料结构试验，在等于或小于设计载荷时，结构不应发生破裂或灾难性 破坏，同时结构的内部应力，应等于或小于相应部位结构许用值除以该部位在最严重环境 组合条件(即最严重吸湿量和所试验飞行情况的最高工作温度的联合作用)卜 的环境补偿 系数。5 耐久性和损伤

18、容限 由于复合材料的破坏机理与金属完全不同，因此复合材料结构的耐久性与损伤容限设 计与金属结构有较大的差别。5 1 耐久性设计 复合材料通常有优 良的疲劳和抗腐蚀性能，但其对外来物冲击比较敏感，因此在新规 范中指出：对复合材料机体结构控制应变水平是耐久性设计的关键(由于对冲击损伤容限 的考虑，这一条件往往自然满足)。耐久性设计，特别是薄蒙皮和薄面板的夹层结构耐久 性设计主要考虑满足损伤阻抗的要求，即不会因经常会遇到的低能量冲击而带来过多的维 护和修理问题(这是与金属结构最大的差别)。损伤阻抗(D a m a g e r e s i s t a n c e)是复合材料 及其结构的特殊问题，它的定

19、义是：在结构和结构材料之中，与某一事件或一系列事件相 关的力、能量、或其他参数和所产生损伤尺寸及类型之间关系的一个度量，例如一定能苗 冲击产生的凹坑深度等。损伤阻抗的具体要求可归结为对工具、冰雹和跑道碎石的设计要求，其中按使用中受 到工具冲击的概率将结构分为两类，对这两类结构区域采用的耐久性设计要求如表 l 所示。对飞机能承受的冰雹尺寸选择，应保证其代表了可能遇到冰雹的 9 0 以上；而跑道碎石尺 寸的选择也应代表大部分所遇碎石，其速度则取决于飞机性能。表 2给出了对这两类冲击 源采用的耐久性设计要求。但是对可拆卸的控制面夹层结构，允许的冲击能量水平可适当 降低，即可要求在受到 0 5 0 7

20、 J的冲击时不会产生外表面目视勉强可检损伤(2 5 m m深凹 坑或穿透)。表 1 低能量冲击损伤及其设计要求(工具冲击)81 表 2 低能量冲击损伤及其设计要求(冰雹和跑道碎石)5 2 损伤容限设计 由于复合材料结构损伤容限设计主要考虑的损伤形式是冲击损伤，而冲击损伤的特点 是，当层压板内部存在人范围分层，且压缩强度急剧下降时，外表面可能仍然是目 视不可 检的，因此在设计时通常把复合材料结构归为缓慢裂纹扩展结构。其损伤容限设计与金属 结构的差别主要是以下几个方面：(1)所考虑的缺陷类型和初始缺陷尺寸假设 复合材料结构的初始缺陷包括冲击损伤、分层和划伤 3种类型，如果没有足够的统计 数据时，对

21、军用飞机可选用表 3 所给出的初始缺陷 损伤尺寸假设。对民用飞机可以采用不 同的初始缺陷假设，但必须保证在规定的检测周期内，采用制造与维护使用的检测手段能 可靠地检测出。表 3 初始缺陷假设 缺陷 损伤类型 缺陷 损伤尺寸 划伤 分层 冲击损伤 长 l O O mm，深 0 5 0 mm的表面划伤 分层面积当量于直径为 5 0 mm的圆，并具有相对所在位置最危险的形状 由2 5 4 mm直径半球形钢端头的冲击物产生的冲击损伤，其冲击能量为 l 3 6 J 或产生 2 5 mm深凹坑所需能量中较小的值(2)剩余强度要求 对军用飞机，含初始缺陷结构的剩余强度要求与金属结构基本相同，必须能承受2 0

22、 倍 寿命中出现一次的最大载荷，若此载荷小于使用载荷，要求结构的剩余强度满足使用载荷 要求；但若此载荷大于使用载荷，则用此载荷(不受 l 倍寿命中所出现最大载荷的1 2 倍的 限制，这是与金属结构不同的要求)。此时可不必另外考虑环境补偿系数，也即不考虑最 严重的冲击损伤与最严酷环境条件同时出现的可能。，8 2 对民用飞机，则认为进行静强度验证试验的结构必须含规定的初始缺陷。(3)损伤扩展要求 由于复合材料结构中上述的缺陷 损伤在疲劳载荷下的破坏往往呈现“突然夕 E 亡”的特 征，即无足够的损伤扩展寿命可以利用，同时无法得到统计有效的损伤扩展规律，所以设 计通常采用损伤无扩展概念。损伤无扩展应通

23、过由试验支持的分析或由试样、元件或结构 件的疲劳试验来验证。若采用损伤无扩展设计概念的结构，在规定的检查间隔内出现明显 的缺陷 损伤扩展时，必须重新设计。6 验证试验 6 1 积木式验证试验方法 与金属结构(通常只用全尺寸试验作为结构验证试验)不同，由于复合材料结构缺乏 成熟的分析方法和足够的设计与使用经验，所以需要采用试样、元件、细节什、组合1 _，I：、全尺寸部件等多个层次试验构成的多层次积木式设计验证试验，来保证其结构完整性。多 层次试验验证有助丁使技术难点，如环境影响、损伤性能等，在低层次上通过试验研究得 到解决(和验i iE)。并且可以避免全尺寸试验的复杂性和实施困难，降低研制成本确

24、保全尺 寸试验验证顺利地一次通过，尽可能少地付出重量代价。对于广泛使用的复合材料 金属混合结构，采用积木式设计验证试验方法，可在组合什 以下的低层次试验中，完成对复合材料结构的耐久性和损伤容限验证。对于全尺寸部件的 结构试验，模拟诸多的综合环境效应往往十分 难，甚至不可能，冈此验证可能是不完整 的。但是经过恰当组织的积木式验证，可以保证复合材料结构的强度验证在总体上是完整 的。6 2 全尺寸试验 全尺寸试验是结构完整性大纲(A S I P)的基本要素。在研制武器系统时通常要有全尺 寸试验，包括静强度、耐久性和损伤容限试验，但耐久性和损伤容限试验通常是为了验证 金属结构。当在设计研制试验时能够可

25、靠地确定金属结构的耐久性和损伤容限能力时，有可能不 需要全尺寸耐久性和损伤容限试验。例如主要是复合材料，但含有少量金属连接的结构，就可以归入这一类。通常能够用设计研制试验，而不需要全尺寸试验来验证复合材料结构 的耐久性和损伤容限能力。6-3 静强度验证 对复合材料结构静强度验证最突出的问题是对湿热影响的处理。6-3 1 研制试验(1)验证内容 应使用积木式试验方法进行静强度和刚度验证，尽可能在较小和较简单的试验件上发 8 3 现全尺寸结构的薄弱环节，特别是有可能受到面外载荷的结构部位和只有在湿热联合作用-卜 才会出现的薄弱环节。计划在室温和实验室大气环境下的静力试验验证复合材料部件极限强度时，

26、必须用足 够数量适当尺寸的结构件研制试验，来证实它们可以覆盖严重湿热条件下严重设计情况的 破坏模式和破坏应变水平。(2)严重湿热条件 严重湿热条什指的是寿命终结时的吸湿量与最高工作温度的联合，其中寿命终结时的 吸湿量是根据飞机设计使用寿命和预期使用环境，确定复合材料结构最终达到的平衡吸湿 量。缺乏统计数据时，可以采用 7 1。C 8 5 R H条件_ 卜 的平衡吸湿量。6 3 2 全尺寸静力试验(1)对湿热环境影响的考虑 对复合材料结构的试验应使用下列方法之一：(a)对试验4 1：进行模拟最严重湿热环境的吸湿处理，并在最严重的湿热条什下加载至 1 5 0 设计限制载荷。(b)在室温和实验室人气

27、环境 进行试验，所施加的载荷水平应高丁设计载荷以验证考 虑湿热的环境补偿系数。同时在设计载荷下复合材料结构危险部位测得的应变，必须低丁 在相同设计细节和载荷水平下，由考虑湿热环境的研制试验得到的破坏应变。研制试验还 必须证实统计补偿降低系数。研制试验应表明用这种方法能得到与湿热环境条件下试验相 同的破坏模式。应注意到，对(金属与复合材料)混合结构采用这种方法，有可能在达到 考虑环境补偿系数的设计载荷以前出现破坏。若环境补偿系数超过 1 0，需经协商后方可 采用此方法。上述方法如图 1 所示，满足验证的要求是：8 4 T1 5 FE，P F P P F R，P FR e,5 0 FR T O 5

28、 0 l O O I s 0 2 0 0 2 s 0 图 1 环境补偿系数法 R T=t la 的平均鞋坏砬变：量严重环境条件 F 的鞋坏 ：豫计的硅坏羲椅，=彗 求的 醴 土 f=戴 葡 尸：环 境朴 倦层 蕾 (2)环境补偿系数的确定方法 对用于全尺寸验证试验的环境补偿系数可从以下几种方法中选取：(a)选择修正室温许用值的环境补偿系数中的最大值，并用它放大严重的载荷情况：(b)选择承载能力对环境最敏感的元件所对应的环境补偿系数：(c)选择每种试验载荷情况下，结构剩余强度系数最小处所对应的环境补偿系数：(d)选择受环境影响最严重，或在确定许用值时环境影响难以考虑的结构区域内元 件的环境补偿系

29、数。6 4 耐久性验证 6 4 1 研制试验(1)验证内容 对复合材料结构的耐久性验证通常能够用积木式试验来验证。应尽可能在较小和较简 单的试验件上发现全尺寸结构耐久性的薄弱环节，特别是有可能受到面外载荷的结构部位 和只有在湿热联合作用下才会出现的薄弱环节。除了胶接结构外，在耐久性设计研制试验 时，一般可以不考虑湿热环境组合的影响。耐久性设计研制试验除验证金属结构通常考虑的重复载荷与环境介质(包括老化)因 素外，还必须验证损伤阻抗的要求，特别是薄蒙皮和薄面板夹层结构。(2)疲劳试验结果分散性 已经证实，当结构满足静强度要求时，其耐久性性能也是优异的，因此耐久性试验的 目的主要是找出静力试验没有

30、发现的有害应力集中区域。对军用飞机实现这个目标的方法 是用严重性满足这个要求的载荷谱对耐久性试验件进行 2 倍寿命试验，而不必另外再考虑 复合材料结构疲劳寿命分散性火的特点。对民用飞机则必须采用寿命和载荷放人系数组合 的方法加以考虑。(3)试验载荷谱 用于复合材料结构的试验载荷谱简化方法，应考虑复合材料的特点：(a)复合材料无高载迟滞效应，所以在编制试验载荷谱时，高载的截取应高于金属 结构；(b)低载并不影响复合材料结构的疲劳寿命，为了缩短验证试验周期，低载截除的 水平通常远高于金属结构用的载荷谱：(c)压缩应力对对复合材料结构疲劳寿命影响较大，编制载荷谱时，应予以注意；(d)加载顺序的影响小

31、于金属结构。6 4 2 复合材料 金属混合结构的验证 由于复合材料结构与金属结构具有不同的疲劳和环境敏感性，难以在同一个试验件上 同时验证这两种材料结构的耐久性，为此可选用 卜 述方法之一：(a)采用积木式验证方法，即用直至包括结构主要特征的组合件的试验件对复合材料 8 5 结构部分进行耐久性验证，而全尺寸结构试验件则用于考核金属结构的耐久性；(b)采用两个相同的全尺寸结构试验件分别验证金属结构和复合材料结构的耐久性：(c)采用己被应用并经证实是合理的其他方法。7 结论 本文概述了正在编制中的军用飞机结构强度规范中有关复合材料结构部分内容的要 点。其主要特点可归纳为：以承认性能表征多样性和材料

32、与结构同时形成为基础的材料和工艺要求；以承认初始缺陷 损伤对结构强度有影响为基础的设计许用值确定方法；以考虑湿热环境影响为基础的静强度设计；以承认静力覆盖疲劳和考虑冲击损伤阻抗为基础的耐久性设计；以冲击损伤为重点的损伤容限设计：以积木式设计验证试验为基础的结构验证方法。值得指出的是，随着飞机性能不断提高，复合材料在飞机主结构中的应用不断增加，新材料、新 I 艺和新结构的不断涌现，特别是在低成本要求驱动 卜 复合材料整体化结构的 发展，其强度规范必然也要不断发展。参考文献 1 中华人民共和国军用标准 飞机复合材料结构设计要求 G J B 5 1 9 3 2 0 0 3 2 中华人民共和国航空_T

33、业标准 军用飞机复合材料强度验证要求 H B 7 4 9 1 9 7 3 沈真主编 复合材料飞机结构耐久性 损伤容限设计指南北京：航空_T业出版社，I 9 9 5 4 沈真主编 复合材料结构设计手册 北京：航字工业出版社，2 0 0 1 5 美国海军部 MI L-A-8 8 6 7 C(AS)Mi l i t a r y S p e c i fi c a t i o n A i r p l a n e S t r e n g t h a n d R i g i d i t y G r o u n d T e s t s I 9 8 7(I 9 9 4)6 美国国防部 J S S G 2 0 0

34、 6 J o i n t S e r v i c e S p e c i fi c a t i o n G u i d e 1 9 9 8 7 美国国防部 MI L-H D B K-I 7 F C o mp o s i t e Ma t e r i a l H and b o o k V o 1 I P o l y me r Ma t r i x C o mp o s i t e s Ma t e r i a l s f o r C h a r a c t e r i z a t i o n o f S t r u c t u r a l Ma t e r i a l s 2 0 0 2 8 美国国防部 MI L-H D B K-1 7 F C o mp o s i t e Ma t e r i a l H and b o o k V o 1 3 P o l y m e r Ma t r i x C o m p o s i t e s Ma t e r i a l s U s a g e，De s i g n，and An a l y s i s 2 0 0 2 8 6