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1、飞机复合材料结构 设计与试验验证,柴亚南 2011年 12月29日 西安,一. 复合材料及其在航空结构上的应用情况,复合材料定义 复合材料是宏观尺度上显现不同成分和形式的几种材料的混合物。复合材料的各组分保持原有的特性，即各组分尽管变形一致，但它们彼此完全不溶解或者相互不合并。通常，各组分在物力上能够被区别，并且相互之间有界面。 通常是有一种制成细微形状的材料充分地分散与另一种材料中而组成的，前者称为分散相（增强相），后者称为基体相。 先进复合材料 主要指结构性能相当或优于铝合金的复合材料，如用碳纤维、硼纤维、芳纶等高性能增强体与高聚合物构成的复合材料，还包括金属基、陶瓷基和碳(石墨)基复合材

2、料以及功能复合材料。,复合材料的特点 是结构性材料 比强度、比模量高 各向异性，具有可设计性 耐腐蚀 抗疲劳 层间强度低（对聚合物基层压复合材料而言）,航空结构常用的碳纤维聚合物基复合材料的增强相构型,单向铺层,织物,编织,军用航空结构应用情况,民机结构的发展动力 轻结构 增加有效载重 减少燃油消耗，减轻环境污染 低成本 全寿命成本为衡量指标 市场竞争力的核心因素之一,民机技术追求两大目标（民机市场竞争力的主要核心）： 卓越的运营经济性 通常用全寿命成本、载重量和航程来衡量； 环境性能 其衡量指标则是显著降低燃油消耗、噪声和综合环境影响，同时提高舱内舒适性。 实现上述目标的四大核心技术： 轻结

3、构技术 下一代发动机技术 先进空气动力学技术 创新制造工艺,前提：不降低结构安全性要求！,复合材料在民机结构上应用情况（过去）,优势天然的轻质材料 阻碍结构成本与结构效益的平衡,A380机体结构材料构成,Boeing 787 结构材料构成,复合材料在通用飞机结构上应用情况,国内航空复合材料应用情况,二. 飞机复合材料结构设计,一般设计过程,航空复合材料结构设计/验证的一般过程,设计考虑选材 力学性能筛选 （包括湿热环境的影响） 液体敏感性的筛选 发动机燃油 液压油 冷却液 发动机润滑油 除冰液 洗涤液 。,设计考虑一般原则 在确定铺层（层压板的铺层顺序）和设计细节时，应当遵循某些基本的原则：

4、采用均衡的层压板，以避免翘曲； 采用能产生最小纤维体积含量为55%的制造技术； 在每个主方向(0, 90,45)最少使用10%的铺层，以在所有方向提供可接受的最低强度； 在任何一个方向，最多采用四个连续的铺层，以避免从固化温度下降时因收缩或因载荷作用而出现劈裂； 将45层铺设在剪切板的外表面，以增加对屈曲的阻抗能力； 在孔或缺口周围区域避免高度方向性的层压板，因为这种铺层情况的应力集中系数相当高；,设计考虑一般原则（续-1） 在碳和铝合金之间加上一层玻璃纤维织物屏蔽层，以防电腐蚀； 在需要剔层处，取最少6 mm (0.25 in)的台阶长度逐步递减，以改善载荷的重分布（剔层设计）； 只要可能，

5、用一个连续的层覆盖各个剔层处，以防在铺层端头处出现分层； 对机械紧固件保持足够边距孔距，使挤压强度最大； 只要可能，避免用蜂窝来加劲结构，因为蜂窝易于让水分浸入并易受损伤； 避免使用会使纤维排列不佳的制造方法，因为波纹状的纤维会使刚度和压缩强度下降；,设计考虑一般原则（续-2） 通过设计大的零件或区段使得连接的数量最小，因为连接会降低强度并增大重量与费用（结构整体化设计）； 允许冲击类型的损伤，这可能随着危险度而变化（例如，上部水平表面处于最高危险度）； 尽可能利用材料的非各向同性性质（优化与剪裁）； 确保设计中反映了所用制造工艺方法的限制条件； 进行破坏载荷与破坏模式预计，以与试验数据对比；

6、 使得将会暴露材料缺口敏感性的特征变为最小或将其排除； 考虑由于环境出现的退化； 做好快捷检测生产缺陷的准备（可达性设计）； 设计中考虑到修理问题（可维修性设计）； 预计面外载荷并通过设计使其为最小； 计算强度时考虑到固化后层压板内的残余应力。,飞机复合材料结构失效（破坏）模式 壁板屈曲（稳定性） 层压板子层屈曲 螺栓连接破坏（挤压或静截面拉伸破坏等） 层压板拉伸/压缩/剪切（应力集中） 分层和界面脱胶 蒙皮/芯子脱胶（夹层结构） 冲击凹痕/穿透,复合材料结构强度设计思想（相对保守） 高温与饱和吸湿环境条件组合在一起得到许用值； 耐久性要求两倍寿命损伤/缺陷不扩展； 损伤容限要求两倍维修间隔内

7、损伤/缺陷不扩展，并有足够的剩余强度； 根据试验数据限制许用应变，以满足损伤/缺陷不扩展要求。,设计许用值思想 壁板屈曲和子层屈曲用分析工具处理，不要求许用强度输入； 螺栓连接破坏采用半经验分析工具，以及相关的层压板级设计许用值； 分层被实心层压板冲击凹痕/穿透的许用应变限制所覆盖； 对于冲击损伤复合材料，静力下预测的破坏应变与疲劳载荷下响应之间的关系已经得到了证明； 蒙皮/芯子脱胶专门确定冲击凹痕/穿透的许用应变限制点； 在最近的计划中，以开孔试样强度试验为基础的许用强度还被用来说明层压板拉伸/压缩/剪切破坏、局部的自由边开裂/损伤、以及其他已经存在的或损伤引起的应力集中,一般，材料许用值只

8、用于点设计。,飞机复合材料结构强度设计要点 蒙皮设计根据刚度、强度、屈曲、损伤容限以及修理许用值 冲击后压缩（CAI）、开孔拉/压、充填孔拉/压 连接设计根据挤压/旁路、粘接强度、元件试验与损伤容限 剪切腹板设计根据剪切强度、损伤容限、修理许用值、屈曲,复合材料结构设计理念 设计-材料工艺-制造/装配一体化的理念，强调结构设计应该充分利用复合材料的优点，扬长避短。 买得起 整体化 自动化,3. 复合材料设计准则（工程）,层压板铺层比例 对于单轴结构 0： 50%60% 45 ： 30%40% 90 ： 10%左右 对于承受剪切载荷的结构，大约 10/80/10 0： 10%30% 45 ： 6

9、0%80% 90 ： 10%左右 对于承受不同载荷方向的结构，大约 25/50/25（准各向同性） 0： 25%30% 45 ： 50% 90 ： 25%,层压板铺层顺序 在那些不可能有完美对称性的场合，“非对称”应该保持尽可能地接近中面。 铺层应该是对称的（+45 和- 45 铺层数目相等）来减小制造中的回弹和挠曲,层压板铺层顺序 相同取向的铺层顺序应该均匀地分布 。,从损伤容限观点出发，层压板的外铺层不应该与主应力方向相符合。,层压板铺层顺序 在一些情况下，如在屈曲下，建议把定位离对称平面尽可能远；在这些层压板中，设计者不得不评估这是否与先前的损伤容限准则相符合以及选择最佳方案。 为了减少

10、层压板中微裂纹的形成，相同方向铺层的层片数量应该加以限制。从设计实践中可知，推荐使用的最大数量为三层 泊松比：对于胶接与共固化部分而言，为了使接触不同层压板间的界面剪切最小化，泊松比差的绝对值应限制在以内。,层压板剔层 当运用剔层时，制造工艺会是主要影响的因素。斜率比 主载荷方向为 1:10 其他方向为 1:5 避免在同一点处斜削两层或更多的相邻铺层 每3层削层应该至少有一层连续或者覆盖这3层削层 ，在削层的起始端与结束段，斜削的铺层应该是为内铺层，外铺层应该是连续的,层压板剔层,拐角半径,铺层拼接,中华人民共和国民用航空法第四章“民用航空器适航管理”授权国务院民用航空主管部门对民用航空器及其

11、发动机、螺旋桨和民用航空器上设备的设计、生产和维修、进口、出口、使用等活动进行管理。 中华人民共和国民用航空器适航管理条例的第四条授权中国民用航空总局（简称民航局）负责民用航空器的适航管理。 中国民用航空规章和适航管理程序是民航局适航审定的基本依据，具有法律效力。,适航管理的法律依据与效力,适航取证,中华人民共和国民用航空法第四章“民用航空器适航管理”明确规定 民用航空器及其发动机、螺旋桨和民用航空器上设备的设计、生产与维修、和进口需要申请并取得国务院民用航空主管部门发给的型号合格证书、生产与维修许可证书、和型号认可证书。 民用航空器应当持有国务院民用航空主管部门颁发的适航证书，方可飞行。,中

12、国民用航空规章,中国民用航空规章有多个分部，对于机体结构来说，涉及到第23、25、27和29部，其中 第23部 正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准，是针对小飞机的； 第25部 运输类飞机适航标准，是针对大飞机的； 第27部 正常类旋翼航空器适航规定，是针对小型直升机的； 第27部 运输类旋翼航空器适航规定，是针对大型直升机的。,中国民用航空规章与结构有关的条款,FAA咨询通报AC20-107,航空规章的有关条款与飞机结构所用的材料类型无关，但复合材料与传统金属材料在特性上有明显的差异。 上世纪70年代，当复合材料开始应用于机体结构时，FAA颁布了咨询通报复合材料飞机结构（AC20-10

13、7）； 1984年，颁布了AC20-107A； 2009年，颁布了最新修订的AC20-107B。 预计该通报还将定期修订，以反映复合材料技术的持续发展以及来自使用经验和扩大应用的数据。 该咨询通报针对复合材料飞机结构的适航性验证要求，提出了符合航空规章第23，25，27和29部各条款可接受但非惟一的方法。还介绍了与设计、制造和维护方面密切相关的指导性资料，其中包含的信息，就其性质而言，是指导性而不是指令性的，也不是规章性的。,材料和制造研发材料和工艺控制,建立覆盖材料、材料工艺和制造方法的规范来保证制造可重现且可靠结构的基础 。 材料规范保证所采购材料的一致性，而批次验收试验或统计过程控制用来

14、保证材料性能在任何时候都不会出现偏离 ； 工艺规范保证能生产出可重现且可靠的结构； 试验与产品零件都必须符合材料与工艺规范。 一旦确定了生产工艺，除非完成了包括差别性试验在内的附加鉴定，不应出现变化 。 为提供合适的设计数据库，应确定环境对材料体系和相关工艺的影响。 对在线工艺质量控制要监控关键的特性和工艺参数。审定部门要求的全面质量控制计划应包括相关的专业，即工程、制造和质量控制。 还应用由试验证据支持的分析、或试样、元件或组合件级试验来证实规范允许的偏差。,材料和制造研发制造实施,需要有工艺规范和制造文件来控制复合材料制造和装配。 需要完整的生产记录来支持零件验收和允许的偏差（缺陷、损伤和

15、异常），需要验证数据来证实带有允许的所有已知缺陷、损伤和异常继续使用而不必重新加工或进行修理，对所有经证实的设计和工艺变化，还需要有生产记录。 要通过生产样件和质量评估来鉴定已认证飞机产品的新供应商，以保证等效生产和可重复性。,材料和制造研发结构胶接,对胶黏剂和胶接工艺鉴定，搭接剪切刚度与强度是常用的力学试验，剪切试验无法给出与拙劣胶接工艺（即缺胶）相关的长期耐久性和环境退化的可靠量度，某种剥离试验已被证实能更可靠地评定胶接质量。 需要有工艺规范来控制胶黏剂的粘接。由工艺过程中的检测和试验构成的“工艺控制状况”已证明是保证胶接质量最可靠的手段。 14 CFR23.573(a)为证实主要的复合材

16、料机体结构提出了要求，包括对损伤容限、疲劳和胶接接头的考虑，虽然这是小飞机的法则，但预期对运输机和旋翼机类飞机通常采用同样的性能标准 。,材料和制造研发环境考虑,应制订环境设计准则，来确定所评定结构材料可能遭受的最严酷环境曝露条件，包括温度和湿度。 对最严酷的正常操作和系统破坏，需要鉴别出安装在紧挨产生热能的飞机系统附近的复合材料结构的峰值温度。 应提供试验数据来验证，能以高置信度来获得在使用中预计的适当严酷环境条件下的材料设计值或许用值。 必须要说明与环境相关的残余应力影响。,材料和制造研发结构防护,风化、磨蚀、腐蚀、紫外线辐射和化学环境（乙二醇、液压油、燃油、清洗剂等）可能会引起复合材结构

17、的退化。应针对使用中预期的条件提出防止材料性能退化的有效防护措施和/或注意事项，并用试验证实，需要时提供通风和排水措施。 在某些复合材料与金属材料间的界面需要有隔离层，来避免腐蚀（如可以用玻璃布把碳纤维复合材料层与铝隔离）。 需要鉴定复合材料制造的零件所用专用紧固件和安装方法，来说明电化学腐蚀问题，以及在安装紧固件时对复合材料（分层和纤维断裂）产生损伤的可能性。,材料和制造研发设计值,必须由按成熟的材料规范采购和按典型的产品工艺规范加工，稳定和可重复的材料来获得导出设计值的数据，这是为了保证在用于导出设计值的统计分析中获得产品材料允许的变异性。 层压材料体系应建立层压板级设计值，可以采用层压板

18、试验，或采用单层级试验与经试验证实的分析方法相结合。 非层压材料形式和先进复合材料工艺的设计值，必须在最能代表零件中材料状态的尺度上，或由材料子结构试验与经试验证实的分析方法相结合的方法确定。,结构静强度验证,复合材料设计的结构静强度验证应考虑所有的关键载荷情况和相关的破坏模式，还应包括环境影响（包括制造过程中引起的结构残余应力）、材料和工艺变异性、不可检缺陷或任何由质量控制、制造验收准则允许的缺陷、以及终端产品维护文件允许的使用损伤。 除非已有类似设计、材料体系和载荷状态的经验，证实用组合件、元件和试样试验或可接受的低载荷水平下的部件试验所支持的分析方法是合适的，否则就应通过在适当环境下的部

19、件极限载荷试验程序，来验证复合材料设计的静强度。,结构静强度验证重复载荷与环境曝露的影响,可用由试验数据支持的分析，由试样、元件或组合件级的试验，或适用时用已有的有关数据来说明。在全尺寸静力试验中对关键载荷条件，有三种方法来考虑先前的重复载荷和/或环境曝露。 第一种方法，全尺寸静力试验应对先前受过重复载荷和模拟严重环境曝露的浸润过的结构进行，然后在该环境下试验。 第二种方法依赖于试样、元件和组合件试验数据来确定重复载荷和环境曝露对静强度的影响。然后应在全尺寸静强度验证试验（如超载系数）或在对试验结果的分析（如表明与包括环境和重复载荷退化影响的设计值具有正的安全裕度）中考虑由这些试验表征的退化。

20、 可以把前两种方法结合起来得到所需的结果（如全尺寸静力试验可以在严重的工作温度下与考虑飞机结构寿命期间所吸收的水分影响的载荷系数相结合来进行）。,结构静强度验证“积木式”方法,应通过分析程序和用一系列复杂程度逐渐增加的各种试验件来可靠地确定复合材料结构的强度，工业界通常称为“积木”方法，可以用试样、元件、典型结构件、和组合件级别上的这些试验和分析来说明变异性、环境、结构不连续（如接头、开口或其他应力集中处）、损伤、制造缺陷和特定的设计或工艺细节问题，通常试验由简单的试件逐步进展到更复杂的元件和典型结构件，这种方法允许用为所需分析相关性收集的数据和必要的重复性，来经济地定量获取较大尺寸结构出现的

21、变异性。,结构静强度验证其他建议,如果环境影响能通过积木式试验可靠地预计，并在静力试验或对静力试验的结果分析中予以考虑，则可以在大气环境下进行部件的静力试验。 应按照生产规程和工艺来制造和装配静力试验件，使得试验件代表了生产型结构（包括与按制造验收准则确定的限制值相一致的缺陷） 应在静强度证实中考虑复合材料结构的材料和工艺变异性，这主要通过对制造结构建立充分的工艺与质量控制，和由试验与分析对所需强度的可靠证实来达到。 应表明，由制造和使用中能实际预计到，但不大于按所选检测方法确定的可检门槛值的冲击损伤，不会使结构强度低于极限载荷能力，这可通过由试验证据支持的分析，或用试样、元件或组合件级的试验

22、组合来表明。 在获得认证的已有结构中大的材料与工艺变化需要额外的静强度证实 。,损伤容限评定 损伤分类,类别1,周期或定向的外场检测可能漏检的许用损伤或许用的制造缺陷。 类别1损伤的结构证实包括证实可靠的使用寿命，同时保持极限载荷能力。 根据定义这样的损伤要满足与本咨询通报7一致的要求和指南。类别1损伤的一些例子包括BVID和在制造或使用中引起的许用缺陷（如小的分层、孔隙率、小的划伤、沟槽和较小的环境损伤），这些损伤拥有表明在飞机结构寿命期间保持极限载荷的证实数据。,类别2,在规定的检测间隔期间进行定期或定向外场检测能可靠检测出的损伤。 类别2损伤的结构证实包括对可靠的检测方法和间隔的验证，同

23、时保持超过限制载荷的能力。 对给定类别2损伤的剩余强度可能取决于选定的检测间隔和检测方法。类别2损伤的一些例子包括目视可见冲击损伤（VID），VID（尺寸从小到大）、深的沟槽或划伤、在工厂不明显的制造失误、可检的分层或脱胶和大的局部灼伤或环境退化，它们在被发现以前要承受足够的剩余强度。这种损伤不应扩展，或若是出现缓慢或止裂扩展，则在检测周期内其剩余强度水平要足以超过限制载荷能力。,类别3,由无复合材料检测专业技能的操作或舷梯维护人员在几次飞行期间能可靠地检测出的损伤，这样的损伤必须在通过清晰的目视迹象明显可见的部位，或由于零件本身、配合或功能丧失在短期内变得明显而产生其他潜在损伤的迹象，这两种

24、严重损伤的迹象提供了进行进一步检测的理由，来识别对零件和周围结构区域所造成损伤的全部范围。 类别3损伤的结构证实包括验证可靠和快速检测的，同时保持限制或接近限制载荷的能力。 类别2和类别3损伤间的主要差别是大损伤在限制或接近限制载荷下能力的验证，对后者要在规定的时间间隔之后，它比前者要短得多，对类别3损伤的剩余强度验证可能取决于可靠的短时间的检测间隔。类别3损伤的一些例子包括在地面巡回检测期间或正常的工作科目（如油箱渗漏、系统故障或客舱噪声）期间能发现的大VID或其他明显可见损伤。,类别4：,使飞行机动受限由已知偶发事件引起的离散源损伤。 类别4损伤的结构证实包括条例规定相当于“回家”（get

25、-home）载荷的剩余强度验证。 应指出，充压结构通常会有比图3所示更高级别的类别4剩余强度要求，类别4损伤的一些例子包括发动机叶片破裂、鸟撞（按条例规定）、轮胎爆裂和严重的飞行中冰雹。,类别5：,设计准则或结构证实方法未能覆盖，由异常的地面或飞行事件引起的严重损伤。 在目前的指南中，对这种损伤，要保证负责复合材料飞机结构设计的工程师与FAA与维护机构合作，使操作人员知晓类别5事件引起的可能损伤，并要向负责维护的人员立即报告，结构工程师也有责任使设计具有足够的损伤阻抗，以便对所涉及的操作人员，类别5事件是显而易见的。 类别5损伤的一些例子包括服务车辆与飞机的严重撞击、异常的飞行超载状态、非正常硬着陆、维护用千斤顶操作失误、飞行中遗失零件，包括后续可能与相邻结构的高能量、大面积（钝头）冲击。,谢谢大家！,