航空复合材料题库及答案

航空复合材料题库及答案一、单项选择题（每题1分，共20分。每题只有一个正确答案，请将正确选项字母填入括号内）1.航空级碳纤维增强环氧树脂单向预浸料中，纤维体积分数通常控制在（）A.30%～35%  B.40%～45%  C.55%～60%  D.70%～75%答案：C2.下列增强纤维中，比模量最高的是（）A.E玻璃纤维  B.芳纶纤维  C.T800碳纤维  D.硼纤维答案：C3.按照ASTMD3039进行单向板0°拉伸试验时，试样标距段宽度一般取（）A.6mm  B.12.5mm  C.25mm  D.50mm答案：B4.复合材料层合板“第一plyfailure”设计准则中，最先失效的铺层通常对应（）A.最大面内剪应力  B.最大横向拉应力  C.最大纵向压应力  D.最大层间剪应力答案：B5.热压罐固化过程中，施加真空的主要目的是（）A.提高纤维体积分数  B.降低固化温度  C.排除挥发分与裹入气体  D.加速树脂凝胶答案：C6.下列无损检测方法中，对分层缺陷最敏感的是（）A.超声C扫描  B.涡流检测  C.射线照相  D.渗透检测答案：A7.在层合板刚度计算中，采用“经典层合板理论”时，基本假设不包括（）A.各铺层线弹性  B.厚度方向正应变εz=0  C.层间位移连续  D.横向各向同性答案：B8.飞机主承力翼盒蒙皮常用的铺层顺序为（）A.[0/90]2S  B.[45/−45/0/90]S  C.[0/45/90/−45]2S  D.[0/60/−60]4S答案：C9.湿热环境对环氧基复合材料影响最显著的性能是（）A.纵向拉伸强度  B.层间剪切强度  C.纵向弹性模量  D.泊松比答案：B10.采用VARI工艺时，树脂灌注前沿出现“干斑”缺陷的根本原因是（）A.树脂黏度过低  B.纤维渗透率各向异性  C.真空袋破裂  D.固化剂过量答案：B11.下列冲击后压缩强度（CAI）测试标准中，冲击能量为1500in·lbf/in的是（）A.ASTMD7136  B.ASTMD7137  C.BoeingBSS7260  D.AirbusAITM10008答案：C12.层间增韧采用“离位”技术时，增韧层通常放置在（）A.0°铺层之间  B.±45°铺层之间  C.层合板上下表面  D.每两层之间答案：D13.碳纤维表面电化学氧化处理的主要作用是（）A.提高纤维模量  B.增加表面粗糙度与活性官能团  C.降低纤维密度  D.减少纤维脆性答案：B14.在疲劳载荷下，复合材料层合板最先出现的损伤形式通常是（）A.纤维断裂  B.基体微裂纹  C.层间剥离  D.纤维屈曲答案：B15.采用“自动铺丝”(AFP)技术时，丝束宽度对下列哪项影响最小（）A.铺放效率  B.曲面贴合能力  C.孔隙率  D.纤维体积分数答案：D16.下列树脂体系，最高玻璃化转变温度Tg可达300℃以上的是（）A.环氧/DDM  B.双马来酰亚胺（BMI）  C.不饱和聚酯  D.乙烯基酯答案：B17.层合板弯曲刚度D11与下列哪项参数成正比（）A.铺层厚度t的一次方  B.t的二次方  C.t的三次方  D.t的四次方答案：C18.飞机尾翼前缘防冰套常用（）A.铝蜂窝  B.镍基合金  C.碳纤维/铜网加热层合板  D.玻璃纤维/环氧答案：C19.复合材料修理中，“阶梯打磨”每层台阶宽度一般不小于（）A.1mm  B.3mm  C.5mm  D.10mm答案：C20.根据复合材料损伤容限设计思想，结构在规定的检查间隔内应满足（）A.损伤无扩展  B.损伤扩展速率<0.1mm/飞行小时  C.剩余强度≥极限载荷  D.剩余强度≥限制载荷且损伤可检答案：D二、多项选择题（每题2分，共20分。每题有两个或两个以上正确答案，多选、少选、错选均不得分）21.下列属于提高层间断裂韧性GIC的有效方法有（）A.层间插入热塑性颗粒膜  B.采用高韧性环氧基体  C.提高固化温度  D.3D编织缝合  E.降低纤维体积分数答案：A、B、D22.导致热压罐固化层合板孔隙率升高的工艺因素包括（）A.预浸料挥发分含量>1%  B.升温速率过快  C.真空袋泄漏  D.固化压力偏低  E.树脂初始分子量偏高答案：A、B、C、D23.下列关于碳纤维T300与T800对比，正确的有（）A.T800拉伸强度更高  B.T800拉伸模量更高  C.T800密度更低  D.T800价格更高  E.T800纤维直径更小答案：A、B、D、E24.层合板自由边效应产生的原因包括（）A.层间泊松比不匹配  B.层间剪切模量差异  C.横向拉伸应力集中  D.纵向拉伸过载  E.几何突变答案：A、B、C、E25.采用蜂窝夹层结构时，芯材剪切强度设计需考虑（）A.L方向剪切  B.W方向剪切  C.压缩蠕变  D.节点胶接强度  E.芯材密度答案：A、B、D、E26.下列关于复合材料雷击损伤的描述，正确的有（）A.表面纤维汽化  B.树脂碳化  C.层间大面积剥离  D.金属网栅熔化  E.损伤呈锥形分布答案：A、B、C、D27.自动铺带（ATL）与自动铺丝（AFP）相比，其特点有（）A.带宽更宽  B.曲面适应性更好  C.生产效率高  D.废料率低  E.适合小曲率部件答案：A、C、E28.复合材料结构健康监测（SHM）常用传感器包括（）A.光纤布拉格光栅（FBG）  B.压电晶片（PZT）  C.电阻应变片  D.电容传感器  E.超声导波换能器答案：A、B、C、E29.下列属于热塑性复合材料优势的有（）A.可焊接修理  B.储存期无限  C.高韧性  D.成型周期短  E.耐化学腐蚀答案：A、B、C、D、E30.复合材料修理中，采用“挖补”法相比“贴补”法的优点有（）A.气动光滑  B.载荷传递更均匀  C.修理重量更轻  D.工艺更简单  E.疲劳性能更好答案：A、B、C、E三、填空题（每空1分，共30分）31.碳纤维/环氧单向板纵向弹性模量E1的典型值为________GPa。答案：130～16032.按照经典层合板理论，层合板本构方程中面内刚度矩阵记为________矩阵。答案：A33.蜂窝芯材的“L”方向指________方向。答案：纵向（条带方向）34.热压罐固化预浸料时，通常采用的“两阶段”压力制度中，第二段压力为________MPa。答案：0.6～0.735.层间断裂韧性测试，DCB试样所用标准号为________。答案：ASTMD552836.复合材料结构疲劳寿命分散性大，通常采用________寿命法进行设计。答案：B基准37.自动铺丝工艺中，丝束宽度常见为________in。答案：0.125～0.2538.环氧基体固化剂DDS中文名称为________。答案：二氨基二苯砜39.复合材料修理中，表面打磨粗糙度Ra推荐值为________μm。答案：3.2～6.340.飞机复合材料主承力结构静力试验载荷系数为________倍限制载荷。答案：1.541.热塑性复合材料焊接常用加热方式有感应加热、________加热和电阻加热。答案：热压42.层合板弯曲刚度D11的单位为________。答案：N·m43.复合材料冲击后压缩强度CAI测试，冲击落锤质量为________kg。答案：5±0.2544.蜂窝夹层结构面板常用铝箔厚度为________mm。答案：0.2～0.545.预浸料冷藏温度通常为________℃。答案：−1846.复合材料结构胶接修理，常用结构胶为________系列。答案：环氧（如EA9394）47.纤维缠绕工艺中，螺旋缠绕缠绕角范围为________°。答案：15～4548.复合材料层合板泊松比ν12典型值约为________。答案：0.349.热压罐固化时，热电偶数量每________m²至少一个。答案：250.复合材料结构“鸟撞”试验属于________冲击。答案：高速软体51.层合板横向拉伸强度XT远低于纵向，主要原因是________控制。答案：基体/界面52.复合材料结构健康监测中，FBG传感器可测量________和温度。答案：应变53.蜂窝芯材节点胶常用________胶。答案：环氧改性酚醛54.复合材料修理中，真空袋密封胶带耐温至少________℃。答案：18055.热塑性复合材料PEEK玻璃化转变温度约________℃。答案：14556.复合材料层合板“耦合刚度矩阵”记为________矩阵。答案：B57.自动铺带常用带宽为________in。答案：3～1258.复合材料结构雷击分区中，Zone1A指________区域。答案：首次回击高概率59.复合材料层间剪切强度测试短梁剪切试样跨厚比为________。答案：460.复合材料结构修理后，需进行________检测以确认无脱粘。答案：超声四、简答题（每题8分，共40分）61.简述热压罐固化过程中孔隙形成机理及控制措施。答案：孔隙源于预浸料挥发分、水分、空气裹入。控制：1.预浸料挥发分≤0.8%；2.升温速率1～3℃/min；3.真空袋密封良好，保持真空≥0.09MPa；4.加压时机在树脂黏度最低前；5.两段压力制度，第二段0.6～0.7MPa；6.采用树脂bleed层导出多余树脂与气体；7.固化后冷却速率≤2℃/min防“后孔隙”。62.说明层合板“耦合刚度”Bij≠0的物理意义，并给出一种产生Bij≠0的铺层示例。答案：Bij≠0表示面内力与弯曲变形相互耦合，即拉伸会引起弯曲或扭转。示例：非对称铺层[0/45/90/−45]T，无中面对称，B11≠0，拉伸载荷下产生曲率κx。63.列举三种提高复合材料层间断裂韧性的工程方法，并比较其优缺点。答案：1.层间热塑性颗粒膜：增韧显著，GIC↑2～3倍，工艺简单，但面内刚度略降；2.3D缝合：层间剪切↑50%，但面内拉伸↓10%，缝合针磨损纤维；3.层间离位增韧：将韧性膜置于层间，GIC↑2倍，重量增加<2%，工艺兼容热压罐。64.简述复合材料蜂窝夹层结构面板起皱（wrinkling）失效机理及预防措施。答案：面板在压缩或剪切下局部失稳，向芯格内屈曲。机理：面板薄、芯材剪切刚度低、胶接弱。预防：1.面板厚度≥0.5mm；2.芯材密度≥64kg/m³；3.采用小格蜂窝；4.胶接强度≥3MPa；5.边缘加强条带。65.说明复合材料结构“损伤容限”设计三要素，并给出各自的设计指标。答案：1.损伤可检：在规定的检查间隔内，损伤尺寸≥可检门槛值；2.损伤扩展：在检查间隔内，损伤扩展量≤允许值，通常<0.05mm/飞行小时；3.剩余强度：损伤状态下，结构能承受限制载荷而不破坏，即剩余强度≥限制载荷。五、计算题（共40分）66.已知T300/环氧单向板E1=140GPa，E2=9GPa，G12=5GPa，ν12=0.3，铺层[0/45/−45/90]S对称，每层厚度t=0.125mm，求层合板面内刚度A11。（15分）答案：单层层数n=8，总厚h=1mm。Q11(0°)=140.0GPa，Q22(9),Q12(2.7),Q66(5),Q16=Q26=045°铺层：m=cos45°=0.707，n=0.707Q11(45°)=m⁴Q11+n⁴Q22+2m²n²(Q12+2Q66)=0.25×140+0.25×9+0.5×(2.7+10)=35+2.25+6.35=43.6GPa同理Q11(−45°)=43.6GPa，Q11(90°)=9GPaA11=Σ(Q11)ktk=2×[140×0.125+43.6×0.125+43.6×0.125+9×0.125]=2×0.125×(140+43.6+43.6+9)=0.25×236.2=59.05GPa·mm=59.05kN/mm67.蜂窝夹层梁宽b=100mm，芯厚hc=20mm，面板厚tf=1mm，四点弯曲跨距L=400mm，载荷P=2kN，测得跨中挠度δ=2mm，求芯材剪切模量Gc。（10分）答案：夹层梁挠度公式：δ=PL³/(48EIeq)+PL/(4AGc)先算弯曲项：Ieq=b(tf+hc)²tf/2=100×(22)²×1/2=24.2×10³mm⁴Ef=70GPa，弯曲项δb=2×10³×(400)³/(48×70×10³×24.2×10³)=0.39mm剪切项δs=δ−δb=1.61mmδs=PL/(4AGc)=2×10³×400/(4×100×20×Gc)=1.61→Gc=4000×400/(4×100×20×1.61)=124MPa68.复合材料圆管外径D=100mm，壁厚t=2mm，受扭矩T=5kN·m，求最大剪应力τmax，若许用剪应力τallow=80MPa，校核强度。（15分）答案：薄壁圆管剪应力τ=T/(2πR²t)，平均半径R=49mmτ=5×10⁶/(2π×49²×2)=5×10⁶/(2π×4802)=166MPa166MPa>80MPa，不满足，需加厚或换高模量材料。六、综合应用题（共50分）69.某型客机复合材料机翼蒙皮为[45/0/−45/90]4S对称层合板，总厚4mm，设计极限应变εlim=4000με。服役中发现25mm长表面划痕，深0.5mm，方向0°。试按损伤容限思路完成以下任务：（1）判断划痕是否属于可检损伤；（2）估算剩余强度系数RSR；（3）若要求剩余强度≥限制载荷，给出修理方案并说明理由。（25分）答案：（1）目视检测门槛值通常为≥25mm，划痕长25mm，属可检。（2）划痕深0.5mm，占厚12.5%，经验公式RSR=1−0.9×(d/t)=1−0.9×0.125=0.89，即剩余强度为极限强度89%，大于限制载荷（通常0.67×极限），满足损伤容限。（3）但仍需密封防湿，采用表面贴补：先打磨划痕区至R≥3mm，铺2层[45/−45]湿铺环氧预浸料，厚0.25mm，外覆J116结构胶膜，真空袋固化，恢复疲劳寿命。70.某无人机翼梁采用碳纤维/环氧工字梁，腹板高80mm，厚3m