飞机复合材料设计.docx

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1、目录复合材料2.复合材料特点21.1 材料的应用21.2 设计规范的演变21.3 复合材料适航验证试验程序31.4 碳纤维树脂基复合材料优点31.5 碳纤维树脂基复合材料缺点： 4.材料种类41.6 树脂基体41. 1热塑性复合材料42. L2热固性复合材料41.3树脂材料性能对比52.2 增强纤维52. 1碳纤维62. 2.2玻璃纤维62.3芳纶纤维63. 2.4材料性能对比72.3 预浸料72.4 芯材74. 1蜂窝芯72. 4.2泡沫芯82.5胶粘剂8.复合材料试验验证步骤83 .复合材料结构设计83.1 复合材料设计基本要求83.2 设计选材92.1设计选材需求94. 2.2夹层结构的

2、选材94.3 层压板设计93. 1铺层方向和比例94. 3.2铺层设计93.3丢层要求105. 3.4 拼接103. 5开口设计要求104.4 夹层结构设计114. 1制造方法114. 4.2 面板设计准则114. 3 芯材114.5 细节设计114.6 复合材料设计优化124.7 复合材料连接124. 7. 1胶接结构134.8垂尾复合材料结构设计13 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

3、小；卜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；I、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）1A0；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。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

4、下有1mm搭接；b、对于自动铺带，应有214mm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；

5、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

6、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

7、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。钾钉选用抽钉，采用压 钾方式。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

8、，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%

9、； 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% Ob、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

10、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120c固化，150g/mm, 250g/mmo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

11、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 M24%/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、 目视检杳、随炉件。5.复合材料制造5.1 复合材料的成型方法和特点

12、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、RFK VARL 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

13、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. IMpa,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、

14、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（

15、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、 五坐标铳床、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

16、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。钢11.3-13,铸铁。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. 2 RTM 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，

17、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 较孔时以低转速为好。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。4.9复合材料检测135.复合材料制造13复合材料的成型方法和特点135.1 成型工艺过程155. 2. 1热压罐工艺155. 2.2 RTM 工艺155. 2.3机加工艺165. 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

18、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

19、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。2 . 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

20、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 Handbo

21、ok 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

22、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.

23、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酸酸酮（PEEK）、聚 苯硫酸（PPS）、聚飒（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

24、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）。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

25、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180C。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300-400C,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（

26、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260c -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l-5%）o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

27、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1/5到皿，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。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IK （1束1000根单丝），3K、6K、1

28、2K、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 TIOOOoT300 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1.827,比刚度130-170。用于

29、民机 结构、军机一般结构。高强高韧碳纤维（如T800、T1000）,比强度3.139,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

30、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L9,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）。1.1 2.4材料性能对比芳纶纤维与玻璃纤维和碳纤维相比：密度芳纶纤维与玻璃纤维和碳纤维相比：密度小、拉伸极限应变】:大,芳纶纤维密度为l.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。1.

31、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（V80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。1.4 芯材夹层结构的芯子主要用于分隔、支撑、

32、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。1.4.1 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，

33、但分子刚性大、不易产生变形、蜂窝成型加工困难，回弹力大。1.4.2 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。1.5 胶粘剂飞机结构常用胶粘剂是环氧树脂，可在120和175c

34、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

35、；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）o4. 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%；