飞机复合材料论文

飞机复合材料论文飞机复合材料论文 飞机的复合材料及应用 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 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 所不具备的性能 通过材料设计可以使各组分材料的性能互相补充 彼此联系 从而获 得优越性能 2 2材料的分类2 2 1增强纤维增强纤维是复合材料主要 组分材料之一 复合材料承载主体 选定纤维品种及基体的含量 即可预估出复合 材料沿纤维方向 纵向 力学性能 单位体积纤维含量V 结构用复合材料单向板约为60 织物增强板约 为40 飞机结构上应用的增强纤维有碳纤维 芳纶 kevlar 玻璃纤维 和硼纤维 碳纤维由于其性能好 纤维类型和规格多 成本适中等因素 在飞 机结构上应用最广 芳纶性能虽然上佳 但在湿热环境下性能有明显下降 一般不用作 飞机主承力结构 多与碳纤维混杂使用 玻璃纤维由于模量低 仅用于次要结构 整流罩 舱内装饰结构 但其电性能 透波性适宜制作雷达罩等 硼纤维 因纤维直径太粗有刚性 成形和加工性不好 价格又十分 昂贵 故应用十分有限 几种飞机结构上常用纤维的性能比较 表2 1所示 22 1几种常用纤维性能比较增强材料的基本形式有纤维丝束 编织布和 针织布 纤维丝束是增强材料的最基本形式 纤维丝束一般以预浸渍树脂基体的按同一方向 径向 平行排列成 的纤维束带即单向带 供工艺成形结构使用 为了改善单向带工艺性能 将纤维丝束用少量维持纤维丝束经向排 列的非承载作用的纬向纤维织成一种特殊的单向织物 又称无纬布 或无纺布 无纬布浸渍树脂后也成为单向带 其纤维增强作用效果与纤维丝束 单向带基本相同 但其铺覆工艺性大为改善 编织布 织物 是由经向纤维与纬向纤维编制而成 分平纹布和缎 纹布 见图2 2 图2 2编织布示图 a 平纹布 b 5综缎布 c 8综缎布针织布是用非增 强纤维 机线 将增强纤维编织在一起形成的织物 如图2 3所示 其特点是增强纤维布扭曲 可有效传递载荷 针织布是制作预成形件的材料 不制成预浸渍 纤维品种拉伸模量GPa230248235230300300294拉伸强度MPa35304070 3600 43004900510054005490断裂伸长率 密度g cm3纤维直径um碳纤维T3 00AS4HTA T700S IM6IM7T800H1 501 651 5 1 82 101 751 851 901 761 801 761 801 751 801 817777555芳纶K evler49Kevlerl49130185362035002 6201 441 471212S玻璃纤维864 5004 52 498 14硼 W 纤维4003800102 50100 200铝合金70400 52 7钛合金120710 54 5钢xx20 57 83图2 3针织布示图2 2 2树脂基体树脂基体是复合材料另一个主要组分材 料 在复合材料结构构件成形过程中 树脂基体参与化学反应并固化成 形为结构 因此 树脂基体固化工艺决定了结构件成形工艺和制作成本 不同 树脂体系有不同工艺参数 而不同工艺方法要求不同的树脂体系 树脂基体对纤维起支撑 保护作用并传递载荷 因此 树脂基体性能直接关系到复合材料的使用温度和压缩性能 横向 90 性能和剪切性能 包括层间剪切强度 等基本性能 以及耐湿热性能 抗冲击损伤性能和冲击后压缩强度CAI等 复合材 料在飞机结构上应用的愈广 对树脂基体提出的要求也就愈多 愈 苛刻 因此 树脂的品种 类型将会不断增加 性能不断改进 图 2 4树脂基体的分类 图2 4树脂基体分类42 3复合材料的特性2 3 1复合材料缺陷 损伤特性 复合材料缺陷与损伤包括 制造缺陷 使用损伤和环境损伤 制造缺陷通常有两类 一类是复合材料预浸和成型过程中产生的缺 陷 另一类是机械加工组装过程中产生的缺陷 典型制造缺陷有空隙 富胶 贫胶 外来夹杂 不正确的纤维取向 和铺层顺序 划伤 有缺陷孔和过紧连接等 典型使用损伤有 划伤 擦伤 边缘损伤 以及冲击引起的分层 脱胶 凹痕和穿透损伤等 典型环境损伤有 雷电冲击引起的表面烧蚀和分层 冰冻 融化引 起的湿膨胀和热冲击造成的分层和脱胶 加芯结构水分浸入引起的 分层等 损伤容限问题中主要研究孔 冲击损伤 分层3种损伤形式 2 3 2复合材料的疲劳特性各向同性金属材料在疲劳载荷作用下 可 以观察到明显的单一主裂纹有规律的扩展 而各向异性复合材料 大量试验结果表明 疲劳载荷作用下 表现 出非常复杂的破坏机理 复合材料本身存在有基体开裂 分层 界面脱胶和纤维断裂等多种 损伤形式 同时 复合材料对应变 特别是压缩应变 尤为敏感 较大的施加应变将纤维与基体变形不一致 引起机体开裂 界而脱 胶乃至分层 形式疲劳源 复合材料疲劳特性以应力 寿命 S N 关系给出 目前常用的S N曲线拟合方程为KS1gK blgS 1gN 0 2 式中K和b 均为材料常数 根据实验结果 用最小二乘法估算 复合材料疲劳特性主要影响因素是压缩应变和高应变 高应力 水 平 因此 复合材料疲劳性能测试多进行压一压 R 10 和拉一压 R 1 的疲劳试验 而金属材料一般进行R 0 1DE拉一拉疲劳试验 温度和湿度是影响聚合物基复合材料力学性能的主要环境因素 不 仅使材料固有性能 模量和强度 恶化下降 而且吸湿会降低聚合 物基体的玻璃化转变温度 疲劳试验结果表明 80 95 RH试验条件下 R 0 1和R 1疲劳载荷情况S N曲线比室温 40 RH情况下降10 20 低温对疲劳寿命的影响几乎可以忽略 综上所述 复合材料优异的疲劳性能 使复合材料结构寿命设计可 采用 静力覆盖疲劳设计 的疲劳门槛方法 bN 1 1 3复合材料在飞机上的应用机翼采用复合材料结构是提高飞机 结构效率 改善飞机气动弹性 飞行品质 控制特性的重要技术途 径之一 美欧各国20世纪70年代中期以后研制的新型高性能战斗机均采用了 复合材料机翼结构 前掠翼飞机的的试飞成功和飞翼隐身轰炸机的 服役也充分说明了复合材料机翼的独特效能 53 1机翼上的应用3 1 1机翼的功用机翼是飞机的主升力面 机翼连接在机身上 其主要功用是产生飞机飞行所需的升力 机翼及安装其上的副翼 襟翼 缝翼 扰流板 减速板等还为飞机 提供横侧稳定性 操作性以及增升 增阻效能 机翼又可作为发动机 起落架等部件的安装固定基础 机翼内部空间还可利用来收藏起落架 装载燃料 武器设备 设备 仪表等 内部空间小 薄翼型机翼 或不够用时 副油箱和武器装备 火箭 导弹等 只好挂在机翼外面 成为机翼的外挂物 因此 机翼结构是飞机的主承力结构 承受多种高载荷 翼面外形 复杂 设计有许多特点 3 1 2机翼结构设计要求机翼主承力结构的功用 承受多种高载荷和 复杂外形特征等因素 决定机翼结构设计除应满足前面已列出的对 飞机结构设计的基本要求外 主要设计要求有 1 保证机翼外形准确 表面光滑 机翼的外形参数和翼型是在飞 机总设计阶段确定的 关系到飞机的飞行特性 机翼结构设计必须 首先予以保证 2 一般情况下 翼面 外翼和中翼 按刚度 气动弹性 要求设 计 机翼根部按强度要求设计 翼面刚度不足 不仅影响机翼的气 动特性和载荷分布 而且还会引起颤振 操纵面反效等气动弹性问 题 因此 翼面设计多数按照刚度要求设计 同时 满足稳定性要求 机翼根部与机身的连接区载荷集中传递 又有起落架收藏大开口 形成高应力区 需按强度要求设计 3 在满足刚度 强度条件下 还要满足寿命要求 4 考虑武器发射动载荷响应和起落架着陆撞击载荷影响 5 整体油箱设计满足密封 防静电 防雷击等要求 6 对所有检查维护的部位都应有良好的可达性 为此 必须在机翼上设置一定数量的开口 机翼内部敷设的操纵系 统零构件 燃油管路 电气线路 液压管路等需要经常检查调整 整体油箱要检查维护保证密封可靠 再有 按破损安全原则设计的 机翼 对影响飞行安全的结构需定期检查 7 良好的使用维护性和可修理性 3 1 3复合材料机翼特点复合 材料机翼结构形式 大体分成3种情况 1 复合材料蒙皮壁板机械连接在由金属梁和翼肋等构成的骨架上 形成翼盒 2 复合材料蒙皮壁板 复合材料辅梁和翼肋与金属主翼梁机械连 接在一起形成翼盒 3 下翼面复合材料蒙皮与辅梁共固化成形 上翼面复合材料蒙皮 单独成形 在与金属主翼梁机械连接组成翼盒 4 采用机械连接的目的在于拆卸方便 易检查维修 复合材料机 翼结构与金属机翼金属结构相比 主要特点如下 1 多墙 梁 结构传力布局先进战斗机的高机动性要求 带来载 荷指数增大 蒙皮厚度增加的新特点 6采用中厚度蒙皮多墙结构的 传力布局较之梁多助加筋板结构具有高的结构效率 同时 对复合材料机翼可缓解损伤的影响 而且更适合于气动弹性 剪裁设计 也有利于主要接头连接设计 因此 目前复合材料机翼结构的传力路线布局主要采用多墙结构布 局 图3 1示出EAP战斗机复合材料多墙机翼结构设计草图 3 1EAP EF2000原型机 机翼结构示图 a 机翼结构设计图 b 机翼 结构立体图 2 机翼蒙皮壁板可进行气动弹性剪裁设计翼面气动弹性剪裁设计 时复合材料机翼独特的设计技术 现已实现工程化应用 美国X 29前掠翼先进技术验证机 1984 8 和俄罗斯S 37 金雕 前掠翼战斗机 1997 9 的机翼就是按复合材料气动弹 性剪裁设计制造的 这项技术在其他复合材料机翼蒙皮设计中都不同程度地得到应用 3 设计 制造一体化 共固化整体成型纤维增强树脂基复合材料 结构建成形与材料形成同时完成的工艺特点 要求复合材料更加强 调设计 制造一体化 共固化整体成形 对复合材料机翼大型部件更强调这一点 复合材料机翼结构采用紧固件连接装配工艺与采用共固化成形工艺 对比列表3 2所示 表3 2复合材料机翼结构紧固件连接装配与共固化成形比较工艺方法复合 材料制造时间 装配时间 劳动量 总成本 紧固件连接 装配共固化成形节约10063 836 2100495110065 434 61007921复合 材料机翼翼盒 下翼面蒙皮与辅梁 墙或长桁 共固化成形 上翼 面蒙皮单独固化成形 两者采用机械连接便于维护检查 例如日本FS X机翼翼盒 EF2000机翼翼盒等采用了这种结构形式 共固化成形下半个翼盒有利于隐身和对燃油箱密封 4 主接头一般为复合材料蒙皮壁板与钛合金翼梁接头机械紧固件 连接机翼主要接头高应力区内复合材料蒙皮壁板和钛合金翼梁接头 两种不同性7质材料机械紧固件连接 出现不同许用应变 不同破坏 机理材料多钉连接设计 不同性质材料制孔等难题 对战斗机 复合材料机翼蒙皮壁板 翼梁 肋等零构件采用机械固 件连接 大约需要加工5000个或数量更多的孔 一个F 22机翼组装用紧固件达7000个 一副机翼需打孔14000个 工作量极 大 而且要求配合精度高 需要专门的自动化制孔设备 5 复合材料整体油箱需要特殊的密封 防静电 防雷击措施和耐 燃油以及油箱可修复性要求 6 一定程度上可实现隐身要求 3 1 4复合材料机翼结构设计要点复合材料机翼结构设计要点如下 1 机翼结构总体布局 建议优先采用多墙结构 2 翼面气动弹性剪裁设计与综合优化设计 3 大型整体翼面壁板 设计 工艺一体化 4 翼梁设计翼梁剖面形式选择 结构形式 工艺方法 5 主承力接头设计 6 油箱设计 3 1 5机翼翼盒结构方案机翼翼盒结构为常规布局 典型双梁多肋加肋蒙皮结构 见图3 3和图3 4所示 蒙皮 以后梁为基准 0 45求值小1 3 而调整增加 45预先固 化成形 长桁为T行剖面 按等百分比布置 长桁沿展向仅T形剖面立边高度发生变化 并分为数段 靠预先固化 的加强凸台连接 长桁与蒙皮间用胶膜进行二次胶接组成蒙皮壁板 前梁 后梁 肋均采用共固化成形 根部肋和接头为金属件 梁 肋与蒙皮壁板采用机械连接 见图3 5和图3 6所示 整体油箱部分 内部涂有防静电电涂层 并且不允许紧固件穿透 蒙皮 油箱内没有铝合金件 以防止电偶腐蚀 雷击防护采用铝网 见图3 7 在CFRP蒙皮中加入铝网 实际是内壁第一层铺设铝网 固化道壁板 中 在前梁缘条下加有铝制流条 为了防止火花从口盖或紧固件边缘窜入油箱内 在这些部位都采取 了防火花的特殊密封处理 为了防止高频电缆电磁感应大火引燃燃油 设置了铝层的电缆管道 主起落架安装部位采用金属件加强 0纤维方向 铺层比为30 60 10 00层占10 曾试用过50 40 10铺层比 但因抗扭刚度比要0铺层 蒙皮厚度 从 翼根15mm减到翼梢2 5mm 0层占30 0层占60 908图3 3复合材料机翼结构布局 内侧端 中间段 邮箱段 外端图 3 4复合材料机翼结构剖面示图图3 5加强肋连接示意图图3 6普通肋连接示意图3 1 6外翼翼盒设计实例ATP72机翼由金属材料中 央翼盒和左 右两个复合材料外翼翼盒构成 复合材料外翼翼盒为双梁多肋加加筋蒙皮结构 12号肋到23号肋为 油箱 见图3 7 前梁 后梁和带帽形加强筋的加筋蒙皮为碳 环氧复合材料构件 所用材料为T300 914 20个翼肋为金属肋 复合材料构件与金属肋之间进行了电偶腐蚀防护 并且使用青铜网 防雷击 复合材料外翼翼盒减重135kg 提高有效载重 节油 减少维护 提 高疲劳强度和寿命 复合材料外翼翼盒细节件和结构件试样取样示图和全尺寸翼盒实验 装置示图分别见图3 8至3 10所示 图3 7ATR72复合材料外翼翼盒图3 8外翼翼盒细节件实验取样示意图9图3 9外翼翼盒结构件试验取样示意图图3 10外翼翼盒全尺寸翼盒试验装置示意图3 2 整体油箱的设计机翼整 体油箱是机翼结构中参与机翼整体总受力的相对独立的密封多闭室 结构 是集中结构承载功能与油箱功用为一体 同时满足结构设计 要求和油箱设计要求的机翼盒段 复合材料机翼整体油箱设计同样包括结构设计和油箱设计两大主要 方面的要求 3 2 1复合材料油箱设计要求复合材料油箱设计要求与金属材料油箱 相比 由于复合材料与金属材料在导电性和成形工艺的显著差异 使复合材料油箱密封 静电防护和雷击防护显得十分重要 3 2 2油箱密封设计 1 油箱密封设计要求 机翼整体油箱应在滑行 爬升 航行 着 陆等各种载荷状态下和由内部充压引起的重复载荷下 在规范的期 限内 战斗机一般为2000h 此期限不包括分散系数 不应因发生漏油而影响使用 2 复合材料油箱密封设计一般原则 整体油箱部位使用的层合 板 其孔隙率应不大于1 以保证不渗漏油 尽量采用共固化整体成形构件 可明显缩短密封的总长度 油箱周边零构件应避免分段和采用装配式加强件 周边零构件的弯边应朝向非密封区一侧 见图3 1110 应保证密封处有足够的刚度 以减少密封在外载荷作用下的 相对变形 避免产生不利于密封的变形 图3 11所示密封区密封槽和蒙皮对缝的正确位置就是一例 图3 11密封区密封槽和蒙皮对缝位置示意图 密封区机械连接紧固件的 直径应不小于连接外层合板总厚度 其间距和排距确定必须考虑密 封要求 密封处耳片螺栓连接正确位置精心设计 图3 12说明了这点 图3 12密封区耳片螺栓连接示意图 3 密封区复合材料骨架设计修合余量为0 5mm 对复合材料 金 属混合骨架 复合材料骨架零件设计制成负偏差 金属骨架零件为 正偏差 以便修合 4 油箱密封效果需经实验验证 3 3机身结构设计3 3 1机身的功 用几身是飞机的躯干 机翼 尾翼 起落架 发动机等部件均固定 其上 互相连在一起成为完整的一架飞机 同时 机身又是飞机装载的主体 设备舱 空勤人员 客舱 油箱 武器舱 货舱均安排在机身上 因此 机身是整架飞机载荷协调 的基础 是带多舱门 口盖的主承力结构 3 3 2机身结构设计要求机身的功用决定了机身结构设计结构设计要 求 应侧重考虑一下几点 1 机身结构形式选择与主要受力构件的布置 既能承受各装载物的 质量力 又应与各相连部件的受力构件载荷传递相协调 2 机身结构应有足够的强度和刚度 以保证相连各部件正常工作 3 机身应有足够的开敞性 多舱门和舱盖 以便安装设备和武器 空勤11人员与乘客进出 以及维护修理 4 前机身 中机身 后机身三段功能任务不同 设计要求 重点亦 有区别 以战斗机为例 前机身有机头罩 电子设备舱 前油箱等组成 结构按刚度要求设计 外形按隐身和气动要求确定 电子设备舱应有良好的电磁兼容性 中机身是全机的主承力部位 机翼与机身在此对接连接 下部左右两侧主起落架 中间装发动机 上部还装有减速板 内部装管路 油箱弹舱等并挂有导弹 副油 箱等多种外挂物 因此结构协调与载荷平衡十分突出 高性能战斗机要求中机身为机翼 机身融合结构 要求用S进气道满 足隐身要求 后机身是尾翼连接固定的基础 并且受到发动机尾喷气流加热影响 要求结构有足够的刚度以保证尾翼的效能 并且不发生震动或颤 振问题 5 机身油箱设计要求与机翼油箱设计基本上相同 由于机身是细长的半硬壳式结构 其刚度低于机翼盒式结构 并且 机身油箱是在进气道和发动机的振动环境中工作 若燃油渗漏易引 起飞机起火 因此机身邮箱的密封要求更高 并要进行复杂环境下 的密封性考核 3 3 3复合材料前机身结构设计原则复合材料前机身结构设计遵循下 列原则 1 结构按刚度设计 在舱门 口盖全部打开 单侧满载情况下 结构扭转刚度为严重载 荷情况 结构多采用上 下壁承扭闭室 纵梁 纵墙的 形结构布 局 多口盖是内部可达性好 2 上下壁按共固化整体成形设计成可承扭闭室 以提高抗扭刚度 减轻结构重量 3 口框设计利用梁 框作为口框边框以减少框补强增重 口框边 缘采取包边等措施以防止边缘分层 4 舱门 口盖采用蜂窝夹层结构 共固化成形 碳纤维 芳纶混 杂面板可提高抗冲击损伤能力 采用热塑性树脂基体制造口盖不仅 可以提高抗冲击损伤能力 而且便于修理 5 结构连接尽量避免使用铆钉 口盖连接应采用快卸锁 并应防 止孔壁磨损 满足蜂窝夹层结构连接要求 防止连接件电偶腐蚀 6 电性能满足防雷击 防静电和电磁兼容要求 7 座舱强度满足座舱内压要求 8 良好的损伤维修性 3 3 4复合材料前机身结构设计实例层合板壁板盒带蜂窝夹层结构前 机身设计类型之一 我国某生产型战斗机前机身复合材料特设舱于1991 1995年研制并 首飞成功 研究工作借鉴了已有成果 前机身复合材料特设舱结构布局如图3 13所示 采用了原金属结构布局方式 层合板上壁 下壁与金属板纵墙 构 成 形主承力骨架 隔框 侧口盖与其装配整体结构 选用碳 双马复合材料 1 格栅结构壁盒共固化 上壁盒和下壁盒如图3 14所示 上壁盒包括蒙皮 1件 大梁 2件 纵梁 2件 加强条 2件 和横隔板 12件 共19个层合板构成 下壁盒包括12蒙皮 2件 大梁 2件 纵梁 2件 和横隔板 12件 共18个层合板构成 均采用共固化成形 2 蜂窝夹层结构件二步法共固化成形 蜂窝夹层口盖典型结构件 如图3 15所示其结构特征为双曲度型面 内外面板碳 双马层合板均为对称 均横铺 Nomex蜂窝采用面板包角结构成形 面板对称均衡铺层为采用二步法共固化提供了有利条件 同时表层面板预先固化后可获得光滑的气动形面 而且可进行后处 理 以提高耐热性能和抗冲击损伤能力 满足双马树脂的后处理要 求 图3 13前机身复合材料特设舱结构 类型二 布局示意图图3 14格栅结构上壁盒和下壁盒示意图图3 15蜂窝夹层结构口盖示意图3 3 5复合材料中机身结构设计中机身复 合材料蒙皮壁盒设计 1 EF2000战斗机中机身蒙皮是一个复杂 大型整体的高承载结构 中机身长4 9m 宽2 2 上 下两块蒙皮采用碳纤维复合材料层合板 内部支持结构由于承受高的集中载荷以及考虑到战斗机损伤 大 部分采用铝合金 上蒙皮设计成带4根长桁和22个J形剖面周向加强框的整体蒙皮 蒙皮与长桁和周向加强框采用共固化成形 大大减少了紧固件数目 减重达32 中机身结构布置示意13图 见图3 16图3 16EF2000中机身结构布置示意图 2 材料选择及设计许用值 为降低成本 机身 机翼 尾翼采用 同一种碳纤维复合材料 要求材料的工作温度为 55 100 平衡吸湿量由85 相对温度条件确定 最后选定T880 5245碳 双马复合材料 压缩设计许用应变 采用冲击后压缩 CAI 强度综合实验结果确定 见图3 17所示2mm厚度合板为 3000 4mm后层合板为 3600 7mm厚层合板不同冲击能量 冲