飞机的复合材料及应用毕业论文

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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。

关键词：复合材料层合板

Application of composite materials and aircraft 【Summary】

This article focuses on the composition of the composite material, type, performance and aircraft applications. Composite material is composed of two or more kinds of raw materials, process methods combined into a variety of new materials. For a modern aircraft, the application of composite materials, corrosion resistance and weight loss、cost plays an important role. Light of the aircraft structure, miniaturization and high performance plays a vital role. Composite material structural characteristics and application results in high-performance fighter aircraft to achieve stealth, supersonic cruise, stall flight control, front-wing aircraft, the practical application of advanced aerodynamic layout.

Keyword：Composite materials Laminates

目录

1概述 (1)

2复合材料的探究 (1)

2.1 复合材料的构成 (1)

2.2 材料的分类 (1)

2.2.1 增强纤维 (1)

2.2.2树脂基体 (3)

2.3 复合材料的特性 (4)

2.3.1 复合材料缺陷∕损伤特性 (4)

2.3.2复合材料的疲劳特性 (6)

3复合材料在飞机上的应用 (7)

3．1机翼上的应用 (7)

3.1.1机翼的功用 (7)

3.1.2机翼结构设计要求 (8)

3.1.3 复合材料机翼特点 (8)

3.1.4 复合材料机翼结构设计要点 (10)

3.1.5 机翼翼盒结构方案 (11)

3.1.6外翼翼盒设计实例 (12)

3.2. 整体油箱的设计 (14)

3.2.1复合材料油箱设计要求 (14)

3.2.2 油箱密封设计 (14)

3.3 机身结构设计 (15)

3.3.1 机身的功用 (15)

3.3.2机身结构设计要求 (15)

3.3.3 复合材料前机身结构设计原则 (16)

3.3.4复合材料前机身结构设计实例 (16)

3.3.5复合材料中机身结构设计 (18)

结束语 (20)

谢辞 (21)

参考文献 (22)

1概述

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。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。

2-1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。

平纹布的经向与纬向纤维比例为1︰1﹐布形稳定﹐不易弯折。缎纹布按经线与纬线编织时相交所间隔的纬线数目4、5、8不同的编织方式﹐有4综段﹑5综段﹑8综缎等缎纹布﹐各有各自的特点。如8综缎布浸渍树脂后体现了单向带特点﹐且整体性好﹐易铺贴。不同纤维混合编织物﹐为设计选材提供了更多的便

利，植物可制成预浸渍使用。

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。

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

2.3 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。这3种损伤形式，冲击损伤形式与冲击能量水平密切相关（间图2-5）。高能量冲击，如弹丸冲击，可以对层合板造成穿透孔损伤，并带有一些边缘附近的局部分层。中等能量冲击，虽然不产生穿透损伤，但在冲击范围内造成层合板局部损伤和内部分层，以及背面纤维的断裂。低能量冲击在层合板表面产生难以目视检查的损伤（BVID），并在层合板内部形成圆锥形的分层区。低能量冲击和中等能量水平的冲击可以造成层合板表面损伤，相对容易检测和及时进行修理；低能量冲击对层合板的损伤通常要用无损检测手段才能检测出来，因而对层合板承载能力形成潜在的威胁（特别是对压缩载荷）。冲击对层合板造成的损伤是突发性的；层合板性能（刚度、强度）与其相对应亦发生徒然下降，如图2—6所示。按目前设计需用应变水平，层合板损伤的扩展将是缓慢的（或基本不扩展），故归入慢慢裂纹扩展范围研究。

如图2—5 不同冲击能量水平造成的层合板冲击损伤破坏形式（a）高能量冲击损作（b）中等能量冲击损伤（c）低能量冲击损伤

图2—6 冲击事件造成的层合板性能突变示图

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

KS b N=1 （1）

1gK+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。

平均应力对CFRP[0/45/90/-45] 疲劳强度的影响,见图2-7.[0/45/90/-45]层合板拉伸和压缩强度相等,其等寿命曲线基本与R=-1轴(零平均应力轴)对称，偏略偏向拉伸一侧。这说明，平均应力的影响是可以忽略的，或者说与拉一拉﹑拉一压和压一压加载方式无关。而[0/±30] 层合板拉伸强度比压缩强度大一倍，其等寿命曲线峰值整体向拉伸方向偏移，这说明平均应力对[0/±30] 层合板疲劳寿命有显著影响。

图 2-7 平均应力对疲劳寿命的影响

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。

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。

3．1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，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—1 EAP(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

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。

①蒙皮，以后梁为基准（00纤维方向）,铺层比为30/60/10（00层占30%、±450层占60%、900层占10%）。曾试用过50/40/10铺层比，但因抗扭刚度比要求值小1/3，而调整增加±450铺层，蒙皮厚度，从翼根15mm减到翼梢2.5mm，预先固化成形。

②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。

③长桁与蒙皮间用胶膜进行二次胶接组成蒙皮壁板。

④前梁、后梁、肋均采用共固化成形。

⑤根部肋和接头为金属件。

⑥梁、肋与蒙皮壁板采用机械连接，见图 3—5和图3—6所示。

⑦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。

⑧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。

⑨主起落架安装部位采用金属件加强。

图 3— 3 复合材料机翼结构布局

①内侧端；②中间段；③邮箱段；④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3-7 ATR72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

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；

①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。

②尽量采用共固化整体成形构件，可明显缩短密封的总长度。

③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3-11

④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

⑤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

机身是飞机的躯干，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Ⅰ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Ⅰ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