复合材料飞机结构设计(1)
复合材料飞机结构材料和设计许用值的确定方法
复合材料飞机结构材料和设计许用值的确定方法【摘要】本文主要探讨了复合材料在飞机结构中的应用及其材料和设计许用值的确定方法。
首先介绍了复合材料在飞机结构中的应用，然后讨论了复合材料飞机结构材料的选取方法和设计许用值的确定方法，并分析了许用值的影响因素。
通过案例分析，探讨了复合材料飞机结构材料和设计许用值确定方法的重要性。
最后展望了未来研究方向，指出了需要进一步研究和改进的方向，为提高飞机结构安全性和性能提供参考。
本文旨在为复合材料飞机结构设计和工程实践提供理论指导和方法倡导，并对相关领域的研究发展具有一定的启发意义。
【关键词】复合材料、飞机结构、材料选取、设计许用值、影响因素、案例分析、重要性、未来研究方向1. 引言1.1 研究背景飞机结构的材料选择一直是航空工程领域的重要研究课题。
传统的金属材料在满足飞机结构要求的同时存在一定的局限性，而复合材料以其优异的性能在飞机结构中得到广泛应用。
复合材料由多种材料组合而成，具有轻质、高强度、耐腐蚀等特点，能够有效降低飞机的重量、提高结构强度和减少燃料消耗。
研究复合材料在飞机结构中的应用具有重要意义。
随着复合材料飞机结构的广泛应用，设计许用值的确定方法也成为研究的焦点之一。
设计许用值是指在给定的条件下，材料或结构元件的最大允许应力或变形值，是结构设计和工程应用中的关键参数。
确定合适的设计许用值对于保证飞机结构的安全性和可靠性具有重要意义。
本文旨在探讨复合材料飞机结构材料和设计许用值确定方法，为飞机结构设计提供理论依据和参考。
通过深入分析复合材料在飞机结构中的应用、材料选取方法、设计许用值的确定方法和影响因素，结合实际案例分析，可以为飞机结构设计提供重要参考，促进该领域的发展和进步。
1.2 研究目的复合材料在飞机结构中的应用越来越广泛，对于飞机的轻量化和性能提升起到了非常重要的作用。
复合材料的结构材料和设计许用值的确定方法尚未得到充分的研究和探讨。
本文旨在通过系统地总结复合材料飞机结构材料和设计许用值的确定方法，为工程师在实际飞机设计中提供参考和指导。
复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用
复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用摘要：飞机结构设计的基本原则是在满足强度要求的情况下使结构尽可能轻，这一要求必然导致需利用稳定的薄蒙皮承受拉伸载荷和压缩载荷，以及剪切、扭转、弯曲载荷的耦合作用。
传统的飞机结构设计中使用了纵向加强件和增稳桁条、翼肋和隔框等结构加强蒙皮，这样不可避免会带来结构增重问题。
提高结构比刚度的有效结构形式之一是夹层结构，复合材料夹层结构具有重量轻、强度刚度好，耐热、吸声隔音、抗冲击、耐疲劳等特点，已被广泛应用于航空航天中。
关键词：复合材料；蜂窝夹层；飞机；结构设计蜂窝夹层结构复合材料是50年代末发展起来的一种轻质、高强、各向异性的复合材料。
蜂窝夹层结构的密度小,可以明显的减轻结构重量;它的导热系数低,可以作为绝热和保温构件使用;它的比强度和比刚度高,可根据特殊的要求进行各向异性设计与制造。
因此长期以来备受航空、航天等领域的关注,尤其在航空工业中,蜂窝夹层结构复合材料己成功的大量应用于飞机的主、次承力结构件,如机翼、机身、尾翼和雷达罩等部位。
由于飞机飞行的环境条件比较苛刻,要求飞机用材料不仅有足够的强度、抗冲击性和刚度,而且还需良好的耐疲劳性、阻燃性、减重及抗腐蚀等许多特殊要求。
为了使飞机能正常进行飞行,在对所选用的材料性能进行全面的分析后,还需探索清楚构件性能与成型工艺之间的规律,这是材料应用的重要环节。
一、蜂窝夹芯结构的特点1、发挥复合效应的优越性。
夹层结构复合材料是由各组分材料经过复合工艺形成的,但它并不是由几种材料简单的复合,而是按复合效应形成新的性能,这种复合效应是夹层结构复合材料仅有的。
例如当夹芯板承受弯曲载荷时,上蒙皮被拉伸,下蒙皮被压缩,芯子传递剪切力。
从力学角度分析,它与工字梁很相似,面板相当于工字梁的翼缘,芯材相当于工字梁的腹板。
不同的是芯材与面板不是同一材料,芯材是分散的,而不是集中在狭腹板上。
由于轻质夹芯的高度比面板高出几倍,剖面的惯性距随之四次方增大,且面板有夹芯支持不易失稳。
航空航天结构材料：4.复合材料力学性能特点与结构设计理念
3.1 结构设计一般原则
(2) 按使用载荷设计时，采用使用载荷所 对于的许用值称为使用许用值；按设 计载荷校核时，采用设计载荷所对应 的许用值，称为设计许用值。 许用值是计算中允许采用的性 能值，由一定的试验数据确定。
3.1 结构设计一般原则
数据统计方法
制造期间的操作差异 原材料批间差异 检验差异 材料固有差异
界面区能量流散的因素
界面能量流散与基体类型（脆性、韧性）、界面 粘结状态、固化反应化学键分布等很有关系
19
2. 复材界面与纤维/树脂匹配
裂纹的扩展与能量流散过程
能量
树脂 纤维
界面粘结很强：裂纹未在界面区扩展，较多能量集中于裂纹尖端，冲断纤维 复合材料呈现脆性破坏特征
纤维
能量
树脂
界面粘结很弱或裂纹尖端能量很大：在界面产生大面积脱粘破坏，同时于裂 纹尖端能量依然集中，引起纤维断裂
环境 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温 室温
1. 复合材料力学性能特点
层压板力学性能
编号 1 2 3 4 5 6
性能项目 开孔拉伸强度 填孔拉伸强度 开孔压缩强度 填孔压缩强度 冲击后压缩强度
挤压强度
环境
室温干态 室温湿态 高温干态 高温湿态
1. 复合材料力学性能特点
数据归一化
纵L 向 (x)
强度、模量 强度、模量
横T 向 (y)
强度、模量
剪切
纵横剪切强度、纵横剪切模量
1. 复合材料力学性能特点
单向板力学性能工程常数
编号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
性能项目 0°拉伸强度 0°拉伸模量
泊松比 90°拉伸强度 90°拉伸模量 0°压缩强度 0°压缩模量 90°压缩强度 90°压缩模量 面内剪切强度 面内剪切模量
复合材料在民用航空飞机中的应用
复合材料在民用航空飞机中的应用作者：吴晓春来源：《科技资讯》2014年第17期摘要：随着现代材料科学技术的发展，复合材料作为高性能的结构材料和功能材料，在民用航空领域的应用越来越广泛。
本文对几种复合材料的性能进行了比较，介绍了复合材料在民航飞机上的功用，着重阐述了T300碳纤维/树脂基复合材料在民航飞机上的应用。
关键词：复合材料航空航天碳纤维飞机中图分类号：TB333 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）06（b）-0089-02在民用航空领域复合材料的应用对飞机减重、耐腐蚀和降低成本有着重要的作用。
复合材料结构特点和应用效果，对于飞机结构实现轻质化、小型化和高性能化起着至关重要的作用，在飞机抗震动动稳定性、气动弹性、超声速巡航、过失速飞行控制、耐热性能、抗冲击损伤能力、前翼飞机先进气动布局和抗雷击防护等方面有着实际应用。
1 复合材料简介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。
复合材料既保持民原材料的某些特点，又具有民原材料所不具备的新特征，并可根据航空飞机部件需要进行专门设计。
复合材料与单一均质材料相比它具有较多的优越性，比如质量轻、抗震动、抗裂纹、耐热、抗冲击、防雷击等方面具有显著的优越性。
复合材料与金属材料相比在导电性和成形工艺等方面有着显著差异，复合材料飞机密封、静电防护和抗雷击方面的作用十分重要。
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。
复合材料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。
复合材料飞机结构技术是以实现高结构效率、减轻飞机重量、改善飞机气动弹性和结构的坚固性等综合性能为目标的高新技术，对于民用航空飞机来说复合材料的应用对减重、耐腐蚀和降低经济成本有着重要作用，如波音飞机777∕787和空中客车A330∕A340∕A380上复合材料的应用，标志着航空飞机复合材料结构设计发展已经成熟。
全复合材料通用飞机结构形式和设计概述
Science &Technology Vision 科技视界0引言通用航空是民航运输业的基础,在国民经济与社会发展中发挥着巨大的作用。
在欧美发达国家,通用航空器占到民用航空的90%以上。
不仅如此,通用航空还可为民航运输业和军事航空提供物质基础、人才基础和工程经验[1]。
在通用飞机制造领域,新型飞机设计随着复合材料及其加工技术的快速进步,越来越多地采用复合材料,统计表明,2012年通用飞机上复合材料的用量,在总材料用量中所占比例已经高达57%[2],在以后这一数字还会逐步上升,发展全复合材料通用飞机已经是一个重要的发展趋势。
1全复合材料通用飞机的现状现代通用飞机安全性和舒适性的提高也带来了飞机结构重量的增加。
为了降低飞机的结构重量,需要提高复合材料结构的应用范围。
随着复合材料技术的不断成熟,从复合材料零件发展到复合材料部件,例如美国霍克比奇公司在20世纪90年代研制的两款喷气公务机“首相”Ⅰ、“霍克”4000显著的特征是采用了全复合材料机身[3],而世界上第一架采用全复合材料机身的大型客机波音787尚未交付用户[4],不仅仅机身,世界先进通用飞机制造商相继研制出已经量产的全复合材料飞机,它们主要有奥地利钻石飞机公司的DA 系列,美国西锐公司的SR 系列,亚当公司的超轻型喷气机A700,利尔螺旋桨2100、星舟号飞机、爱芙迭克(Avtek)400、“航行者”号(Voyager)和“快速鸭翼”飞机(Speed Canard)等[5],下面简要介绍几个典型型号如下:1.1DA40钻石飞机公司的特点是用湿法制造飞机,DA40主要采用玻璃纤维蒙皮夹层结构。
机身由沿纵向左右两半部分组成,将玻璃或碳布增强体放在精确定量的环氧树脂槽内浸渍。
经浸渍的织物置放在可脱模的层板上,然后送入模内进行铺层。
在受力高的区域铺上无纬的碳纤维预浸带条(如门窗的周边)以增加刚度及强度,芯子为闭孔泡沫,厚度大约12.5毫米,有助于降噪及隔声。
飞机复合材料维修性设计的主要流程
飞机复合材料维修性设计的主要流程下载温馨提示:该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。
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复合材料机翼下壁板对接区设计与分析
层合 板 的失 效 形 式 ， 形 式 较 简 单 ， 有 限元 计 算 且 在 中得 到 了广泛应 用 。在 Ａ Ａ Ｕ Ｂ Ｑ Ｓ分 析 软件 中 ， 维 纤
图 ７ Ｉ型 试 件 的界 面初 始 损 伤 Ｉ
增强 复合 材料 初始损 伤 判据 基 于 Ｈ ｓｉ ａｈｎ准则 ， 判 该
据考 虑 四种破 坏机 理 ： 维 拉 伸 、 维 压缩 、 体 拉 纤 纤 基
综合 数值模 拟 结 果发 现 ，Ｉ Ｉ 型试 件 的界 面 损 伤
的起 始早 于 Ｉ 型试 件 ． Ｉ 型试 件 的壁板蒙 皮／ 条 即 Ｉ 缘
伸、 基体 压缩 。本文将 采 用 Ｈ ｓｉ ａｈｎ准则 作 为 判 断单 元失 效 的依据 。
界 面先 于 Ｉ 型试件 脱胶 ， 是 因为 在 Ｉ 这 型试 件 中 ， 螺
ｓｉ ｔ ａｅｗ ｓ ｉ ｕａ ｄｂ ｓ ｇｔｅｃｈｓ ｅｅ ｍ ｎ ｉ ｔｅｃｍ ｅｃａ ｓｆ ａｅＡ Ａ Ｕ ．Ｔ ｅｒｓａｃ － ｋｎｉ ｅ ｃ ａ ｍ ｌ ｅ ｙｕｉ ｏ ｅｉ ｌ ｅ ｔｎ ｈ ｏ ｍ ｒｉ ｏｗ ｒ Ｂ Ｑ Ｓ ｈ ｅｅｒｈｒ ｎｒ ｆ ｓ ｔ ｎ ｈ ｖ ｅ ｌ ｔ ｅ ｓｈ ｄｃｔｄｔｅｄｂ ｎ ｉ ａｔ ｇｐ ｓｉｎｏ ｉｅｅ ｔｏ ｔ ｐｃｍ ｎ ． ｈ ｅｒ ｇｃｐ ｃ ｙｏ ｉｔ ｐ ｃ ｅ ｓ ｕ ｓ ｎ ｉ ｅ ｅ ｏｄｎ ｓ ｒｎ ｏｉｏ ｆ ｆ ｒｎ ｊｉ ｅｉ ｅ ｓ Ｔ ｅｂａｉ ａａ ｉ ｆｏｎ ｓｅｉ ｎ ｉ ａ ｈ ｇｔ ｉ ｔ ｄｆ ｎｓ ｎ ｔ ｊ ｍ
式机 翼 对 接 。 以及 机 翼 翼 梁 接 头 与 机 身 框 接 头 对
但 由于设 计 、 艺 和 使 用 维 修 等 方 面 的需 要 或 限 工
制 ， 一些 特 定 位 置 需 要 设 计 和 工 艺 分 离 面 、 护 在 维 口盖或 与其 他零 部 件 的连 接 接 头 等 。 由此 产 生 的 零
复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究
复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究蒋建军1何利军2何建3赵琛41.陆军装备部驻北京地区航空军事代表室 北京 100012；2.海鹰航空通用装备有限公司 北京 100018；3.陆军装备部驻株洲地区航空军事代表室 湖南株洲 412000；4.陆军装备部驻哈尔滨地区航空军事代表室 黑龙江哈尔滨 150060摘要：根据机翼设计及材料工程力学性能要求，基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。
通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证，有限元仿真分析结果与工程静力学试验结果吻合良好，满足复合材料工程力学许用值要求及机翼最大变形不大于半翼展长8%的刚度设计需求，该机翼的力学承载性能得到了充分验证。
关键词：复合材料 大后掠机翼 整体成型 有限元分析 力学试验中图分类号：V279文献标识码：A 文章编号：1672-3791(2024)01-0098-04 Research of the Design and Verification of Highly Swept-BackWings Based on the Integral Molding of Composite MaterialsJIANG Jianjun1HE Lijun2HE Jian3ZHAO Chen41.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Beijing Area, Beijing, 100012 China;2. Seahawk General Aviation Equipment Co., Ltd., Beijing, 100018 China;3.Aviation Military RepresentativeOffice of Army Equipment Department in Zhuzhou Area, Zhuzhou, Hunan Province, 412000 China;4.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Harbin Area, Harbin,Heilongjiang Province, 150060 ChinaAbstract:According to the requirements of wing design and the engineering mechanical properties of materials, this paper designs and manufactures a kind of wing structure made of the integral molding of all-composite materials which meets the requirements of engineering application based on the shape of the given wing. This paper com‐prehensively verifies the structure of the wing by the methods of finite element simulation analysis and engineering statics tests. The results of finite element simulation analysis are well consistent with the results of engineering statics tests, which satisfies the requirement of the engineering mechanical allowable value of composite materials and the stiffness design requirement that the maximum deformation of the wing is not more than the 8% of the span length of the half wing. The mechanical bearing capacity of the wing has been fully verified.Key Words: Composite materials; Highly swept-back wing; Integral molding; Finite element method; Mechanical test复合材料相较于传统的金属材料具有比强度高、比刚度高、耐腐蚀、可设计性等诸多优点，在航空航天领域中得到了广泛的应用［1-3］。
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导电性 金属有着良好的导电性，复合材料的导电性则差得多。因 此复合材料结构设计必须有专门的防雷击措施，油箱部位要有 专门的防静电设计，同时对安装大量仪器仪表的设备舱和雷达 罩，要进行特殊的电磁相容性设计。
本章结束
机翼、机身蒙皮 机翼、中机身隔框和蒙皮、尾翼 机翼、中机身隔框和蒙皮、尾翼、前机身
米格29
7
S-37
俄 雅克-141 1.42 1.44 Rafale 法 幻影4000 ASX10
21
24 16 30 24
前掠机翼等
机翼、尾翼、部分机身
碳／增韧双马 (IM6/5245C)
碳/环氧树脂
机翼、垂尾、鸭翼、副翼、前机身蒙皮 整体油箱翼盒、尾翼等 机翼(壁板尺寸6.34m1.5m)、机身、垂尾
表1-1 国外复合材料在军机上的应用情况
国别 机种 F-14 F-15 F-16 F/A-18A 用量(%) 1 1.2 3.4 12
首飞 时间
1969 1972 1976 1978
复合材料体系 硼/环氧树脂 硼/环氧树脂 碳/环氧树脂(AS4/3502) 碳/环氧树脂
应 用 情 况 水平安定面 水平安定面、垂直安定面、方向舵
机翼蒙皮
B-1 轰炸机
碳/环氧树脂、 硼/环氧树脂、 Kevlar49/环氧树脂 17 23 24 1990 1991 1996 碳/增韧环氧(IM6/6376) 碳/增韧双马(IM7/52502) 碳／增韧双马 (IM6/5250-4)
机身大梁、平尾、垂尾、前缘缝翼、襟翼、进气道斜板、舱 门等
X-31A YF-22 F-22
瑞典
德、英 西、意 日
JAS-39
EF-2000 FS-X
30
30 ~18
1988
1994
碳/环氧树脂 (AS4/8552) 碳/增韧双马 (T800/5245)
机翼、机身、鸭翼、垂尾、进气道
机翼、前机身、中机身、尾翼蒙皮 整体机翼、垂尾、平尾等
英
美洲豹虎
碳/环氧树脂
机翼、方向舵
表1-2 民用飞机结构用材料重量百分比
拉伸强度 (MPa) 铝合金 钢(结构用) 420 1 200 拉伸模量 (GPa) 72.0 206.0 比强度 MPa/(g/cm3) 151.1 152.9 比刚度 GPa/(g/cm3 ) 25.9 26.3 密度 (g/cm3) 2.78 7.85
钛合金
玻璃纤维/聚酯复合材料 高强度碳/环氧树脂 高模量碳/环氧树脂
(4) 刚度降 对金属结构，一般不考虑由疲劳载荷引起的刚度变 化，但对复合材料结构，特别是承受高周疲劳的直升机旋转 部件(如旋翼桨叶)，有时需要加以考虑。 (5) 分散性 复合材料静强度和疲劳强度的分散性均高于金属， 疲劳强度尤为突出，因此在对复合材料结构进行疲劳验证时， 除寿命分散系数外，有时还同时考虑载荷放大系数。
1 000
1 245 1 471 1 049
116.7
48.2 137.3 235.0
221.2
623.0 1 014 656.0
25.8
24.1 94.7 146.9
4.52
2.0 1.45 1.60
芳纶/环氧树脂
1 373
78.4
981.0
56.0
1.40
各向异性和可设计性
由单向预浸带铺叠并固化而成的层压结构是目前飞机复合 材料结构的主要形式。单向带呈现强烈的正交异性(沿纤维方向 的性能与垂直纤维方向的性能差别很大)，可以在不同的方向铺 设不同比例的单向带，来满足结构平面内所需方向性能的要求。 设计出的层压结构可以是各向同性，也可以是各向异性的；可 以是对称均衡，也可以是非对称非均衡的。这个特点给设计师 留下了更为自由的设计空间，使设计师可以实现过去用各向同 性的金属材料无法实现的梦想。利用先进复合材料的低密度进 行等代设计实现减重目标，是早期的复合材料结构设计方法， 远远不能发挥复合材料的优势。前掠翼飞机和零热膨胀系数结 构只是利用复合材料层压板的各向异性和可设计性，来实现设 计师创新设计的范例。当然各向异性给结构设计、分析和制造 增加了困难，这也是复合材料结构设计的特点之一。
占结构重量 百分比(%) 机型 材料
复合材料
铝合金
钛合金
钢
第1代
Boing707
0.2
第2代
Boing747 A300
1 5
81 76
4 4
13 13
第3代
Boing767 Boeing757 A320
3 3 5.5
80 78 76.5
2 6 4.5
14 12 13.5
第4代
Boing777 A340
进气道斜板、垂尾、平尾。 机翼蒙皮（碳/双马来酰亚胺）
除前机身外，包括机翼在内的所有蒙皮结构。前机身边条、 翼根延伸段等 机翼蒙皮和亚结构骨架，其机翼70%重量为复合材料结构。 比金属结构减重20%以上。机翼梁和肋为“工”形剖面，腹 板为正弦波纹板
AV-8B
26.3
1982
碳/环氧树脂
美
A-6
12
碳/环氧树脂
(1) 主要的缺陷/损伤类型 裂纹是金属飞机结构的主要损伤形式。 复合材料结构的关键缺陷/损伤形式是界面脱胶、分层和低能量(特 别是低速)外来物产生的冲击损伤。冲击损伤的威胁在于当内部产 生大范围基体开裂和分层时，外表面往往仍目视不可检，但其压 缩承载能力已大幅度下降(外表面目视勉强可检的冲击损伤可使其 压缩强度降为无损强度的40%)。分层是复合材料层压结构特有的 损伤形式。生产过程中工具坠落、撞击；使用过程中跑道碎石及 冰雹、鸟类等外来物冲击，以及局部层间应力集中或结构超载， 都可能引起内部分层。这类损伤的存在和扩展对层压板或结构强11Biblioteka 870 757 6
11 8
比强度和比刚度 飞机结构上使用的复合材料以碳纤维/环氧树脂为代表，它具 有高的比强度(b/)和比刚度(E/)，可使飞机的结构重量大幅度减 小。表1-3列出了几种单向复合材料与常用金属材料性能的比较。 更为先进的T800/改性环氧树脂的比强度可高出铝合金10倍，比刚 度高出4倍。 表1-3 几种结构材料性能比较
环境影响 除了极高的温度，一般不考虑湿热对金属强度的影响。但 复合 材料结构则必须考虑湿热环境的联合作用。这是因为复合 材料的基体通常为高分子材料，湿热的联合作用会降低其玻璃 化转变温度，从而引起由基体控制的力学性能，如压缩、剪切 等的明显下降。对金属结构腐蚀是严重的问题，而复合材料结 构通常有良好的抗腐蚀性能。
(3) 疲劳性能 金属对疲劳一般比较敏感，特别是含缺口结构受 拉-拉疲劳时，其疲劳强度会急剧下降，但复合材料一般都显 示有优良的耐疲劳性能。对于常用的纤维控制的多向层压板， 在拉-拉疲劳下，它能在最大应力为80%极限拉伸强度的载荷下 经受10E6次循环。在拉-压或压-压疲劳下，其疲劳强度略低一 些，但10E6次对应的疲劳强度一般约为相应静强度的50%。特 别是压-压疲劳下含冲击损伤试样在10E6次对应的疲劳强度， 一般不低于相应静强度的60%。另外含冲击损伤和分层的复合 材料结构在疲劳载荷下，一般很难观察到它们在疲劳下的扩展， 即使出现损伤扩展，也往往出现在寿命后期，并且很难确定其 扩展规律。
度和刚度下降的影响是显著的。
(2) 缺口敏感性 金属一般都具有屈服阶段，而复合材料往往直
至破坏其应力-应变曲线仍呈现线性，所以复合材料的静强度缺 口敏感性远高于金属。但复合材料的疲劳缺口敏感性则远低于 金属，其疲劳缺口系数(一定循环次数下，无缺口试件疲劳强度 与含缺口疲劳强度之比)远小于静应力集中系数，并且在中长寿 命情况下接近于1。
损伤、断裂和疲劳行为 各向异性、脆性和非均质性，特别是层间性能远低于层内 性能等特点，使复合材料层压板的失效机理与金属完全不同， 因而它们的损伤、断裂和疲劳性能也有很大差别。另一方面， 复合材料构件制造目前主要靠人工铺贴和热压成形，再加上加 工、运输过程中可能受到的外来物冲击，其制件会比金属制件 更易带有程度不等的缺陷/损伤。表1-4概述了影响复合材料结构 与金属结构疲劳和损伤容限的因素比较。