飞 机 复 合 材 料 及 应 用
航空复合材料整体成型技术应用
航空复合材料整体成型技术应用（作者单位：哈尔滨飞机工业集团有限责任公司）◎郭璐璐整体成型技术的应用对以往的装配流程进行了简化，可以在较短的时间内完成零部件的装配作业，有利于提高生产制造效率，减少成本投入。
航空复合材料整体成型技术具有经济性、装配简单和翼身一体化等特点，要加强对这项技术的研究与应用，选择合适的整体成型技术方法，以此促进施工工艺的有效落实，保证这项技术应用的有效性，对航空制造业的进一步发展有着重要意义。
一、航空复合材料整体成型技术优点复合材料在多个领域中都得到了广泛应用，在大型机械设备制造中也能够取得良好效果，逐步向着大型化的方向发展。
大型化构件在应用期间方便装配作业，节省了施工时间，同时也可以避免多构件装配过程中存在的隐患问题。
航空复合材料整体成型技术应用优点比较多，主要体现在以下几个方面：1.经济性良好。
整体成型技术在应用期间能够利用多种连接方法将多种复合材料零件连接在一起，组成一个整体结构，这在一定程度上节省了装配时间，不需要进行零件对接，使得航空构件内部分段数量减少，航空设备的整体性得到了提升。
在成本投入方面，由于整体成型技术的应用省去了多个环节，减轻了结构重量，复合材料的用量也有所减少，节约了材料成本投入，具有良好的经济性特点。
2.便于装配工作的顺利开展。
航空产品的内部结构较为复杂，组成的零件数量和种类比较多，以往在进行装配时需要的紧固构件有几十万个，装配人员的工作量比较大，同时，容易出现监控管理不到位的情况，无法保证构件之间连接的有效性，所以存在一定的质量隐患。
复合材料整体成型技术的应用能够将多种零件形成一个整体，使装配期间使用的紧固构件缩减到几千个甚至几百个，便于装配工作的顺利开展，节省了装配时间，方便了装配期间的管理与控制工作。
原有的航空制造中，装配期间需要使用专门的工具设备对构件进行打孔操作，在此期间要保证孔的精度和质量。
另外，为了对电化腐蚀现象进行有效控制一般都会用湿化装配方法，这种方法所需的资金量比较大，增加了设备制造成本。
复合材料及其在飞机结构中的应用 ppt课件
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远程轰炸机
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B2轰炸机复合材料38%
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RTM整体 CoRTM整体
尾翼
进气道
三维编织 π型加筋
进气道 纤维铺放
Z-pin X-Cor
π型连接前机
设备
身整体结构
大型整体机翼蒙皮
F-35战斗机复p合pt课材件料用量36%
Systems
CP-07 CP-08
Propulsion CP-06
CP-01
CP-05 CP-04
CP-02
CP-03
Airframe
开展性能演化和疲 劳机理研究，为结 构可靠性奠定基础
Composites
Workforce by Challenge Problem
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计划指出：由于缺
乏对材料蜕变、损 伤演化和疲劳等内 在物理机制的理解， 不能有效预测服役 环境下结构可靠性。 导致复合材料部件 设计依赖经验和安 全系数过大等方法
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装袋与固化 (13%)
修边 (6%)
模具 (12%)
铺贴 (46%)
NDI (15%) 铺层切割
(8%)
制造成本
材料和制造 50%
降低成本的潜力
紧固件和装配 50%
总成本
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降低成本的途径
制造方法
低成本高质量的铺贴 (特别是大型复合材料制件) 和高精度可重现
60年代 70年代
85%
复合材料在飞机上的应用
新视点NEW VIEWPOINT64航空制造技术２００６年第３期目前，复合材料在飞机上的应用已非常广泛，但在２０世纪９０年代初复合材料市场曾一度陷入低靡，究其原因是由于复合材料设计制造的复杂性造成了成本壁垒，人们开始认识到只有重视性能和成本的平衡，才能使复合材料展现辉煌。
随着复合材料先进技术的成熟，使其性能最优和低成本成为可能，大大推动了复合材料在飞机上的广泛应用。
本文在介绍国外复合材料在飞机上广泛应用的基础上，对作为技术保障的数字化设计技术和先进制造技术进行了分析研究。
从国外情况看，各种先进的飞机都与复合材料的应用密不可分，复合材料在飞机上的用量和应用部位已成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一。
下面介绍复合材料在飞机上应用的发展趋势。
（１） 复合材料在飞机上的用量日益增多。
复合材料在飞机上的应用评述北京航空航天大学机械工程及自动化学院 张丽华 范玉青复合材料用量通常用其所占飞机机体结构重量的百分比表示，纵观复合材料在民机上的发展情况发现，无论是波音公司还是空中客车公司，随着时间推移，复合材料的用量都呈增长趋势。
最具代表意义的是空客公司的Ａ３８０客机和波音公司最新推出的７８７客机。
在Ａ３８０上仅碳纤维复合材料的用量就达３２ｔ左右，占结构总重的１５％，再加上其他种类的复合材料，估计其总用量可达２５％左右。
７８７上初步估计复合材料用量可达５０％，远远超过了Ａ３８０。
另外，复合材料在军机和直升机上的用量也有同样的增长趋势。
（２） 应用部位由次承力结构向主承力结构过渡。
飞机上最初采用复合材料的部位有舱门、整流罩、安定面等次承力结构，目前已广泛应用于机翼、机身等部位，向主承力结构过渡。
从１９８２年开始用复合材料制造飞行操纵面（如Ａ３１０－２００飞机的升降舵和方向舵），空客公司在主承力结构上使用复合材料已有２０多年的经验。
在Ａ３８０上采用的碳纤维复合材料大型构件主要有中央翼盒、翼肋、机身上蒙皮壁板、机身后段、机身尾段、地板梁、后承压框、垂尾等，大量的主承力结构都采用了复合材料。
复合材料的构型化设计及在航空方面的应用
１ 脏 空 用 复 合材 料
能 指 标 一抗 冲 击 性 能 相 当 出 色 。 光 谱 纤 维 制 成 的编 织 物 能
在现代材料科 学与技 术的发展历程中 ，航空材料一直扮 迅速消散发射中产生的能量 。它 已列入美 国海岸警 卫队 更综 演着 先导和基 础作用。航空材料反映结构材料发展 的前沿 ， 合化 、更轻质的飞机装 甲系统材料 ，另外 也用于一系列固定
度 高、耐高温 、减 振性好 、耐疲劳性能优越等优 点 ，是 目前 民用 飞机 上用量最大 ，也是航空航天等尖端科技领域发展较
１ ． ３ 陶 瓷基 和 碳 ／碳 复 合 材 料
陶瓷基和碳 ／ 碳复合材料属 于耐热结构复合材料 。陶瓷
为成 熟 的 先进 复 合 材 料 。 近 年 的 趋 势 是 发 展 液 态 成 型 纺 织 复 基 复 合 材 料 抗 弯强 度 高 ，断 裂韧 性 高 ，比 重 小 ，抗 氧 化 ，耐 ２ ５ ０～ １ ６ ５ ０ ￣ Ｃ。碳 ／ 合材料和 非热压罐型技术如 电子束辐照交联技术等 ，即低 成 高 温 ，热 膨 胀 系数 较 小 ，工 作 温 度 在 １
构 件 ， 又可 用 于 功 能件 及 结 构 功 能 件 。国 际 上 航 空 先 进 树 脂 铍。金属基复合材料在 国外 已实现 了商品化 ，而在我国仅有
基复合材料 的主要 性能要求是较高的耐温度使用性 、尽可 能 少 量 批 量 生 产 ，以 汽 车 零 件 、机 械 零 件 为 主 ，主 要 是 耐 磨 复
材料 。按基体材料 的不同 ，先进复合材料可分为树脂基复合 日被 取 消 之 前 ） 【 ６ １ 。 大 型 直 升 机 使 用 这 种 装 甲 材 料 也 被 国 外
A380复合材料的应用
A380飞机结构的先进材料和工艺中国航空工业发展研究中心航空技术所任晓华A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。
这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审（符合检查和维修标准）。
A380结构设计准则（见图1）。
重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。
裂纹增长速度以及残余强度（当裂纹产生时）将指导选择何种材料。
为了防止结构由外物损伤，需要考虑材料的损伤容限性能。
压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。
抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。
选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。
因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。
材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采购问题。
1新型且先进的金属材料从A380选材的分布来看（见图2），铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。
尤其是在A380机翼部位（机翼的80%以上是铝合金材料）要提高性能。
A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括：·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量；·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美；·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金；钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。
在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。
仅仅挂架和起落架的钛合金用量就增加了2%。
·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。
复合材料在机械上的应用
复合材料及其在机械工程中的应用材料的复合化是材料发展的必然趋势之一。
在古代就出现了原始型的复合材料，如用泥土和草茎作建筑材料，用砂石和水泥基体复合的混凝土也有很长历史。
尤其是从20世纪60年代，随着高技术的发展，对材料性能的要求日益提高，复合材料有了更为迅速的发展，许多性能良好的先进复合材料不断研究、开发和引用，并成为航空、航天等工业的关键材料。
有人预言，21世纪将是进入复合材料的时代。
复合材料是指由两种或两种以上异质、异形、异性的材料，以宏观或微观的方式复合形成的新型材料。
它一般由基体组元和增强体或功能组元所组成。
复合材料突出的特点是，它的性能比其任一组元材料要好得多，而且复合材料可按照构件的结构、受力和功能等要求，经过优化设计，即通过对原材料选择、各组分分布设计和工艺条件的保证等，使各组分材料实现优势互补，获得出色的综合性能。
在工程上，复合材料主要是为了克服金属、高聚物及陶瓷等传统的单一材料的某些不足，实现材料强度、韧性、重量以及稳定性等方面综合性能的全面改善和提高。
复合材料按用途可分为结构复合材料和功能复合材料。
结构复合材料是指用于结构零件的复合材料，一般由高强度、高模量的增强体与强度低、韧性好、低模量的基体组成。
增强体承担结构使用中的各种载荷，基体则起到粘结增强体予以赋形并传递应力的作用。
复合材料的基体材料常用树脂、橡胶、金属、陶瓷等；增强体材料常用碳纤维、硼纤维以及粒子和片状物等。
复合材料既保持组成材料各自的最佳性能，又具有组合后的新特性。
复合材料的性能共有五点。
一是比强度和比模量。
比强度、比模量是指材料的强度或模量与其密度之比。
材料的比强度或比模量越高，构建的自重就会越小，或者体积会越小。
通常，复合材料中的所用的增强体多为密度较小，强度极高的纤维，如玻璃纤维、碳纤维和硼纤维等，而基体也多为密度较小的材料，如高聚物等。
其复合的结果是密度大大减小，因而高的比强度和比模量是复合材料突出的性能特点。
环氧树脂导热复合材料的研究及其应用
环氧树脂导热复合材料的研究及其应用摘要介绍了提高聚合物导热性能的两种基本途径，环氧树脂基导热复合材料的导热机理和导热模型, 概述了国内外近年来在环氧树脂复合材料导热方面的研究开发和应用情况。
关键词：环氧树脂；导热性；复合材料；研究；应用；从20世纪90年代开始,导热高分子复合材料的研究与开发成为功能性复合材料的研究热点之一,受到各国科学家的关注。
近年来, 随着工业生产和科学技术的发展,人们逐渐开发出以环氧树脂为基体的导热粘合剂、涂料和灌封材料等导热材料,来代替传统的金属材料, 解决了金属材料不耐腐蚀、导电等缺点。
但由于环氧树脂是热的不良导体,因此导热高分子材料从基础理论到产品开发,都是高分子材料研究的重要内容[1]。
一、提高聚合物导热性能的途径导热性能是聚合物重要的物理性能之一,对于热流平衡计算,研究聚合物结构与性能的关系,聚合物加工工艺条件的选择和确定及聚合物材料应用的选择和对比等有重要意义,所以受到广泛关注。
提高聚合物导热性能的途径有两种:第一,合成具有高导热系数的结构聚合物。
如具有良好导热性能的聚乙炔、聚苯胺、聚吡咯等,主要通过电子导热机制实现导热;或具有完整结晶性,通过声子实现导热的聚合物,如平行拉伸HDPE ,在室温下,拉伸倍数为25倍时,平行于分子链的导热系数可达13. 4W/ m·K[2]。
第二,高导热无机物对聚合物进行填充复合制备聚合物/ 无机物导热复合材料,如四川大学高分子研究所王琪等研究了石墨填充高密度聚乙烯基导热复合材料[3] 。
二、填充型高分子复合材料导热机理填充材料自身的导热性能及其在基体中的分布情况以及与基体的相互作用，决定了聚合物基材料的导热性能[4]。
填料用量较小时,填料虽均匀分散于树脂中,但彼此间未能形成相互接触和相互作用,导热性提高不大;填料用量提高到某一临界值时,填料间形成接触和相互作用,体系内形成了类似网状或链状的结构形态,即形成导热网链。
当导热网链的取向与热流方向一致时,材料导热性能提高很快;体系中在热流方向上未形成导热网链时,会造成热流方向上热阻很大,导致材料导热性能很差[5]。
飞机复合材料及应用
飞机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尖重要的作用。
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。
尖键词：复合材料层合板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尖重要的作用。
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。
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飞机复合材料及应用【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。
3复合材料在飞机上的应用3.1.1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。
3.1.2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。
3.1.3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；3.1.4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3.1.5 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；3.2. 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。
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。
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。
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。
参考文献[1]: 杨乃宾．高损伤容限低成本复合材料结构技术发展. 航空制造工程，国防工业出版社，1997年4月。
[2]: 张凤翻.飞机用树脂基复合材料基体的进展航空制造工程，1991年11月。
[3]：沈真主编，复合材料飞机结构耐久性/损伤容限设计指南，北京:航空工业出版社，1995年7月[4]：沈真.主编复合材料结构设计手册.北京:航空工业出版社，2001年5月。