整体成型复合材料模型机翼设计、制造与验证
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。
复合材料制作飞机机翼工艺
复合材料制作飞机机翼工艺复合材料制作飞机机翼是现代航空制造中的重要工艺。
复合材料通常由纤维增强树脂或金属基体组成，具有高强度、轻质和耐腐蚀等优点，因此在飞机制造中得到广泛应用。
下面我将从几个方面介绍复合材料制作飞机机翼的工艺。
首先，复合材料制作飞机机翼的工艺包括材料选择和预制。
在材料选择方面，通常会选用碳纤维、玻璃纤维或者芳纶纤维等作为增强材料，再配以环氧树脂、酚醛树脂或者聚酰亚胺等作为基体树脂。
这些材料需要经过精确的配比和预处理，以确保制成的复合材料具有理想的性能。
在预制阶段，通常会采用手工层叠或自动化纺织工艺，将纤维与树脂浸渍后叠压成型，形成所需的复合材料构件。
其次，复合材料制作飞机机翼的工艺还包括模具制作和成型。
模具是制作复合材料构件的关键工具，通常采用金属或者复合材料制成。
在成型过程中，预制的复合材料会被放置在模具中，并经过加热和压力处理，使其固化成型。
成型工艺通常包括热压成型、自动纺织成型、注塑成型等多种方法，以满足不同形状和尺寸的机翼构件需求。
另外，复合材料制作飞机机翼的工艺还涉及到后续加工和连接。
制作好的复合材料构件需要进行表面处理、修整和加工，以满足飞机机翼的设计要求。
同时，这些构件还需要与其他部件进行连接，通常采用粘接、螺栓连接或者机械连接等方式，确保机翼的整体性能和稳定性。
总的来说，复合材料制作飞机机翼的工艺涉及材料选择、预制、模具制作、成型、后续加工和连接等多个环节。
这些工艺需要严格控制每个环节的质量和工艺参数，以确保最终制成的飞机机翼具有优良的性能和可靠的质量。
同时，随着航空制造技术的不断进步，复合材料制作飞机机翼的工艺也在不断创新和改进，以满足飞机制造的需求并提升飞行器的性能和安全性。
飞机复合材料整体结构的制造技术
飞机复合材料整体结构的制造技术飞机复合材料是指由纤维增强树脂基体组成的复合材料，广泛应用于飞机的结构中。
复合材料相较于传统金属材料具有更高的强度、更轻的重量和更好的抗腐蚀性能，因此在飞机制造中得到了广泛的应用。
飞机复合材料的整体结构制造技术主要分为设计、材料选择、预制件制造、组合与装配、固化和后续加工等多个环节。
首先，设计是制造复合材料结构的第一步。
设计师需要根据飞机的需求和性能要求，确定结构的尺寸、形状和布局等。
设计过程中需要考虑各个部件的受力情况，并进行仿真分析来优化结构的设计。
其次，材料选择是关键一步。
针对不同的部件和要求，需要选择不同类型和性能的增强纤维和树脂。
目前常用的增强纤维有碳纤维、玻璃纤维和芳纶纤维等，而常用的树脂有环氧树脂、聚酰亚胺和苯氨酮等。
材料选择的合理性直接影响到结构的强度和重量等性能。
接下来，预制件的制造是将材料加工成为具备特定形状和性能的部件。
预制件的制造采用的方法有包括手工涂胶剪裁、自动涂胶剪裁、服纺织品热成型、树脂膜层或树脂纤维原料悬挂成形、涂层压模胶原料热压成型等多种技术。
预制件制造需要严格控制每个环节的质量和尺寸，以保证最终结构的可靠性。
然后，预制件的组合与装配是将不同的预制件按照设计要求进行组合和装配成为整体结构。
组合与装配的过程中需要严格控制每个预制件的位置和间距，以确保整体结构的几何尺寸和外观质量。
接下来，固化是将装配好的结构置于特定的温度和压力条件下进行固化，使树脂基体和纤维材料变得更加紧密。
通常采用的固化方法有热固化和热动力固化两种。
固化过程中需要保证温度和压力的均匀分布，以确保结构的强度和稳定性。
最后，进行后续加工是为了满足结构的概要尺寸和表面要求。
后续加工的过程中常涉及到机械加工、打磨和喷漆等多个技术。
后续加工的质量直接影响到整体结构的外观和性能。
综上所述，飞机复合材料的整体结构制造技术涵盖了设计、材料选择、预制件制造、组合与装配、固化和后续加工等多个环节。
复合材料结构件工装的设计与制造
复合材料结构件工装的设计与制造摘要：飞机的安全性能与其复合材料结构件工装的设计与制造密切相关，如果飞机运行过程中，复合材料结构件出现问题，就会导致飞机发生安全事故严重危及到乘客的人身安全。
随着时代的发展与技术的革新，复合材料结构件已成为飞机的主要构成类型，因此需要加强对复合材料结构件工装的设计与制造管理。
本文主要分析了复合材料结构件工装的设计与制造流程，确保飞机复合材料的安全性能，希望对飞机复合材料结构件制作和质量验证提供帮助，促进我国飞机制造业的健康稳定发展。
关键词：飞机符合材料；结构件；设计与制造；质量验证引言：随着社会经济的发展，我国交通运输体系愈发完善，飞机覆盖面积不断扩大，飞机运输的比重不断上升，飞机在具体的交通运输中发挥的作用也不断增大。
各种全新的工艺和材料应用到了民用飞机上，特别是各种复合材料的结构件，极大的提升了飞机的承载力，降低了飞机的制造成本，同时提升了飞机的运输效率。
安全性是衡量飞机质量的第一标准，而各个构件的安全性能直接决定了飞机的整体性能，因此需要在飞机的研制阶段加强复合材料结构件工装的设计和制造实验，确保符合材料结构件的质量。
1.飞机复合材料结构件工装的传统工艺方法符合材料在飞机制造中的应用是时代发展的必然趋势，也是增强飞机性能的必经阶段，在研发过程中需要根据飞机的型号和用途对各种符合材料结构件进行合理的设计与研发制造，确保飞机的整体运行效率和安全性能。
因此要对复合材料结构件工装的制造工艺方法进行革新与优化，进而提升复合材料结构件的整体性能，为飞机制造行业的发展提供助益。
飞机复合材料结构件的主要优点之一是容易成型，设计与制作流程相对简便高效，可以满足各种型号飞机的需求，形状复杂的构件也是如此。
复合材料的应用不仅使得组成构件的零件数量少，而且大大提高了结构的整体性能，对于高温和严重的作用力有着良好的抵抗性能，形态十分稳定。
采用复合材料结构件可获得比常规金属构件减重的显著效果。
试制一架复合材料模型飞机
试制一架复合材料模型飞机作者：来源：《航空模型》2013年第09期复合材料模型飞机因结构强度高、抗坠毁能力强等特点，近年来受到广泛关注。
模型飞机上使用的复合材料主要有玻璃钢和碳纤维两类。
相比碳纤维材料，玻璃钢价格更低、工艺也相对简单，主要用于大型模型飞机的机体蒙皮等结构；碳纤维材料则因更高的强度重量比，多被用于主承力件及增强结构中。
为了更深入地了解复合材料在模型飞机上的应用情况，笔者设计了一款复合材料验证机。
这架模型主体采用泡沫夹芯材料，以之为模具，外面铺玻璃纤维环氧树脂基复合材料蒙皮，机体部分主承力件使用碳纤维材料加强。
一总体设计这架验证机属于低速飞行器，机身外形设计主要根据内部装载需要及机翼、发动机的安装要求进行，并兼顾气动与加工工艺。
综合考虑后，模型采用了中单翼常规布局，总重约6kg、翼展2.65m（图1）。
根据选定的翼载荷、展弦比和翼型等参数，确定了机翼主要参数（表1）。
由于验证机较大，除了机翼翼尖附近的副翼外，翼根处还增设了一对襟翼，用以减小模型的起降滑跑距离。
而且，模型落地后襟翼向上升起，还能充当减速板产生一定的空气刹车效果（图2）。
机身前部为等截面圆柱体，体积较大，便于安装设备。
机身两侧凸出的翼台与机身平滑过渡，并预留有机翼对接槽，方便中单翼机翼与机身的连接。
机身中部为整流需要逐渐收缩（图3）。
机身后部等截面向后延伸，用于安装尾翼。
平尾和垂尾主要保证模型的纵向和航向稳定性，使模型在飞行中受到气流影响时仍能保持平稳。
升降舵和方向舵的面积大小主要考虑能否提供足够的抬头/低头力矩与转向力矩。
在常规布局的模型中，平尾多提供“负升力”，一般选择对称翼型，而垂尾大都选对称翼型。
这架验证机的平尾与垂尾设计图分别见图4和图5。
整机设计定型后，下面开始模型的制作。
二泡沫机体的加工1.泡沫机翼切割泡沫机翼的翼肋样板使用普通层板制作，先用线切割锯按翼型切割几个端面的翼肋样板毛坯（图6），再用电动磨砂打磨机将它们的边缘毛刺打磨光滑（图7）。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析随着科技的不断发展，飞机作为一种重要的交通工具，在人们生活中扮演着越来越重要的角色。
而在现代飞机的设计中，机翼的结构设计具有至关重要的作用。
近年来，基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析逐渐成为研究的热点。
首先，我们来了解一下飞机机翼的结构。
飞机机翼是飞机的重要组成部分，承载飞机自重及飞行动力产生的各种载荷，同时具有满足飞行稳定性和机动性的功能。
在传统的设计中，机翼多采用金属材料，如铝合金。
然而，随着科技的进步，复合材料逐渐应用到飞机机翼的设计中。
复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优点，因此在航空航天领域有广泛的应用。
复合材料由两种或以上的不同材料组成，通常是将纤维与基体材料复合而成。
纤维材料主要用于承受拉力，而基体材料则用于传递压力。
常见的纤维材料有碳纤维、玻璃纤维等，基体材料可以是树脂、金属等。
这样的组合能够使复合材料具有独特的力学性能。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析，首先需要对材料的力学性能进行深入研究和分析。
通过试验和数值模拟等手段，可以了解材料在不同载荷下的变形、破坏行为以及其它力学性能。
同时，还需要对材料的制造工艺进行研究，以保证机翼的质量和稳定性。
在飞机机翼的结构设计中，考虑到复合材料的特性，不仅要满足飞机的强度和刚度要求，还需要兼顾材料的疲劳寿命、抗冲击性能等。
另外，还需要考虑到材料的热膨胀系数、导热性能等因素，以提高空中飞行中的稳定性和安全性。
因此，在机翼结构设计中，需要综合考虑多个因素，通过优化设计，使机翼能够更好地适应不同的载荷和环境条件。
同时，在飞机机翼结构设计中，还需要考虑到制造和维修的可行性。
复合材料的制造过程相对复杂，需要特定的工艺和设备。
而对于飞机机翼这样的大型构件，制造和维修的难度更加突出。
因此，设计人员需要充分考虑到制造和维修过程中的实际情况，选择合适的工艺和材料，以提高机翼的制造和维修效率。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析不仅可以提高飞机的性能，还可以减轻整个飞机的重量。
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］。
飞机机翼结构的复合材料优化设计
飞机机翼结构的复合材料优化设计随着科技的不断进步，飞机的设计和制造也在不断演进。
其中，飞机机翼结构作为飞行过程中最重要的部分之一，其设计及制造工艺也在持续改进。
复合材料是一种非常适合用于飞机机翼结构的材料，它具有轻质、高强度和良好的耐久性等优点。
在本文中，将探讨飞机机翼结构的复合材料优化设计。
首先要了解的是，飞机机翼结构的优化设计需要考虑多个方面。
其中最主要的因素是飞行载荷、航行速度和机翼形状。
飞行载荷通常由飞机的重量和飞行动力引起，而航行速度和机翼形状则直接影响到机翼受力和飞行性能。
复合材料的选择非常关键。
传统的金属结构有一定的局限性，如重量较重、容易疲劳等。
而复合材料则克服了这些问题，它由多种材料的有机组合形成，如碳纤维、玻璃纤维和纺织物等。
这些材料具有高强度、低密度的特点，能够满足飞机机翼结构对轻量化和高强度的要求。
同时，复合材料的耐久性和抗腐蚀性也较金属材料优越。
在进行复合材料的优化设计时，首先需要确定机翼的结构类型。
常见的机翼结构有蜂窝结构、热固性胶合结构和复合材料龙骨结构等。
每种结构类型都有其独特的优点和应用范围。
例如，蜂窝结构具有较高的拉伸强度和压缩强度，适用于大型飞机的机翼设计；而热固性胶合结构则具有更好的抗腐蚀性能，适用于海洋环境中的飞机。
一旦确定了机翼的结构类型，接下来就是进行材料层压的优化设计。
层压是指将不同材料的薄片按一定的叠放方式进行复合而成。
在层压设计中，需要考虑材料的类型、厚度和叠放顺序等因素。
不同的层压方式会直接影响到机翼的强度、稳定性和振动特性。
在层压设计中，常用的方法是使用有限元分析软件进行模拟计算。
有限元分析是一种基于数值方法的力学分析技术，可以模拟真实环境下的机翼受力和变形情况。
通过有限元分析，可以对机翼的层压结构进行优化，以满足飞行载荷和航行速度的要求。
同时，还可以通过对不同材料进行试验测试，更准确地确定材料的力学性能和疲劳寿命，以确保机翼的安全性和可靠性。
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采用共固化和二次胶接技术制备了无人机复合材料 机翼。随着航空复合材料低成本化制造的迫切要 求， 整体成型技术 化设计
［14 ］
和考虑制造与成本的多学科优 成为未来复合材料机翼的发展方向。 整
［13 ］
体成型可一次成型大型复杂的复合材料结构 ， 如机 身舱段、 翼盒、 整体油箱、 大梁和加强框等， 大量减少 连接件， 提高制件性能， 降低装配成本， 是目前世界 ［15 ～ 17 ］ 。 Musicman 上复合材料领域发展的关键技术 首次提出了翼身融合整体成型概念 ， 试 ， 。 Jeg验表明整体成型可降低成本 提高制件性能 和 Reinert ley［19］， Scott［20］， Teufel［21］ 和 Takahira［22］ 等也分别研 树脂传递模塑 （ RTM ） 、 共固 究了树脂膜渗透（ RFI） 、 Curing） 和共胶接（ Cobonding） 等成型技术在 化（ Co［18 ］
第 31 卷
第4 期
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Vol. 31 ，No. 4 August 2011
2011 年 8 月
JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALS
整体成型复合材料模型机翼设计 、 制造与验证
1， 2 2 2 2 2 罗楚养 ， 益小苏 ， 李伟东 ， 周玉敬 ， 朱亦钢 ， 刘
图4 不同温度下的黏温曲线
Fig． 4 Viscosity as a function of time under different temperature
芯材采用 EVONIK 公司提供的 ROHACELL 51 IG / IGF 泡沫， 材料体系采用中复神鹰碳纤维有限 责任公司提供的 USN125B 碳纤维预浸料， 其材料性 能参数如表 2 所示。预浸料基体树脂在加热加压条
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第 31 卷
数关系加速进行， 到 140℃ 左右黏度迅速上升。 树 脂黏度在 40 ～ 135℃ 之间可以在小于 1000mPa · s 的范围内保持相当长的一段时间 。结合工艺 22 ］
提高了复合材料机翼的颤振速率， 并实现了减重。 ［8 ］ Ahopelto 采用低温固化预浸料 在成型工艺方面， 和真空袋法成型了复合材料机翼 ， 研究发现， 对于机 翼蒙皮和前缘采用此方法可实现低成本， 但对于翼
［9 ］ 梁和翼肋等承力结构则不适用。 Madan 和 Sutton
1
结构与铺层设计
模型机翼的结构外形如图 1 a 所示 ， 整个机翼
右翼 、 中央翼和 翼 梢 小 翼 组 成 ， 其外形尺 由左翼 、 寸如图 1 b 所示 ， 图 1c 为模型机翼的最大和最小
图1 Fig． 1
模型机翼的外形与尺寸 （ a） 机翼外形； （ b） 外形尺寸； （ c） 最大截面尺寸 Configuration and dimension of wing model （ a） 3D configuration of wing model； （ b） contour dimension； （ c） maximum cross sections
第4 期
整体成型复合材料模型机翼设计 、 制造与验证
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复合材料机翼上的应用， 结果表明这些技术可实现 复合材料机翼的低成本化。 尽管整体成型可获得优异的力学性能， 但要对 诸如机翼这类大型复杂结构采用一次性的整体成型 技术， 在工艺和设计上仍存在很多难题 。因此， 目前 对复合材料机翼的整体成型技术研究也仅停留在针 对个别部件的整体成型， 然后采用共胶接或共固化 技术将其组装成整个机翼。有关全复合材料机翼的 整体成型技术、 力学考核及其破坏机理分析的研究 还很少。为此， 本工作采用整体成型技术， 以泡沫作 为芯材， 设计并制备了四种不同结构形式的复合材 料模型机翼， 同时对其进行了力学试验验证， 分析其 破坏机理， 探索整体成型技术在复合材料机翼上的 可行性。
1227 ； 修订日期： 20110408 收稿日期： 2010基金项目： 国家自然科学基金资助项目（ E050603 ） ， 航空科 学基金资助项目（ 20095251024 ） 作者简介： 罗楚养（ 1984 —） ， 男， 博士， 主要从事复合材料结 （ Email） cyluo@ ase． buaa． edu． cn。 构设计的研究，
截面尺 寸 。 模 型 机 翼 的 性 能 通 过 三 点 弯 曲 试 验 来考核 ， 以载荷重量 比 为 标 准 对 其 力 学 性 能 进 行 评价 。 根据机 翼 的 外 形 设 计 了 如 图 2 所 示 的 4 种机翼内部结 构 。 图 2 a 为 蒙 皮 夹 芯 结 构， 采用 泡沫芯进行填充来 保 持 机 翼 外 形 ， 表面铺覆碳纤 维蒙皮 。 图 2 b 在第 一 种 结 构 基 础 上 对 蒙 皮 进 行 即在机 翼 靠 近 前 缘 处 沿 翼 展 方 向 增 了局部加厚 ， 加了两根矩形筋 ， 并在加载点的前缘增加翼肋来 传 递 加 载 点 的 集 中 载 荷， 矩形筋的位置如图 2e 所示 。 图 2 c 和 d 为 梁 式 结 构 机 翼 ， 分别采用 C 型梁和工字梁结构 ， 并在支点和加载点进行局部 加强 ， 工字梁结构同 时 在 加 载 点 和 支 点 处 增 加 翼 肋， 翼梁 位 置 与 矩 形 筋 相 同 （ 如 图 2 e 所 示 ） 。 在 由 于 机 翼 带 后 掠 角， 故受 进 行 三 点 弯 曲 试 验 时， 力时不仅有剪力 和 弯 矩 ， 还 存 在 扭 转。对 于 纤 维 增强树脂 基 复 合 材 料 ， 通 常 采 用 ± 45 ° 铺 层 来 承 0 ° 铺 层 来 承 受 弯 曲 正 应 力。 据 此， 受面内 剪 流 ， 对四种结构的机翼进行的铺层设计如表 1 所示 。
2
Note： 1 Section between left and right support points； between support points and winglet．
Section
100℃ ， 125℃ 条件下的黏度树脂在 75℃ ， 时间 曲线如图 4 所示。 由图 4 中可以看出， 随着反应时 间的延长， 树脂黏度逐渐升高， 只是黏度上升的趋势 有所区别。75℃ 下， 树脂黏度随时间几乎不变， 而 125℃ 下的树脂黏度急剧增加， 因此， 这两个温度皆 不适合树脂凝胶； 在 100℃ 下， 前 30min 树脂黏度几 ， ， 45min 乎不变 之后黏度迅速提高 时达到峰 值 黏 度， 故该树脂适合在 100℃ 附近进行固化。 图 5 为 该树脂的 DSC 曲线， 由图 5 中可以看出， 该树脂的 起始反应温度为 109℃ ， 反应峰值温度为 130℃ 。 依 据流变分析和热分析的结果， 最终确定该树脂的最
03 /45 /03 / － 45 /03 /45 /02 / － 45 /0］ Upper flange ［ s Beam / stringer 0 3 /45 /0 2 / － 45 /0］ Lower flange ［ s Web Local reinforcement ［± 45］ 3s ［ 45 / － 45 /45 / － 45］
设计并测试了胶接成型复合材料蒙皮加筋壁板的损 结果表明， 加强筋的弯曲刚度与蒙皮刚度的 伤容限， 匹配是这种结构设计的重点。 Anderson 和 Holzwarth［10］研究胶接技术在机翼上的应用， 结果表明该技 术可以实现机翼低成本成型。 Kong 等
［11 ］
采用共固
化和二次胶接技术制备了一个复合材料翼盒的缩比 模型， 并测试了其弯曲力学性能， 有限元预测的上蒙
刚
2
（ 1． 北京航空航天大学 交通科学与工程学院，北京 100191 ； 2． 北京航空材料研究院 先进复合材料重点实验室，北京 100095 ） 摘要： 根据给定的外形设计了四种不同结构形式的复合材料模型机翼， 通过对所采用树脂基体的化学流变特性的 研究， 确定其最佳固化工艺条件 。采用整体成型技术制备了四种全复合材料模型机翼， 并进行了三点弯曲试验 。 结果表明， 工字梁结构形式的模型机翼具有最高的载荷重量比， 其次为 C 型梁机翼， 而蒙皮夹芯机翼的载荷重量 比最小。其中， 蒙皮夹芯模型机翼在测试中表现为加载点上蒙皮压缩破坏； 蒙皮加筋机翼则表现为支点处的剪切 破坏； 梁式结构机翼均表现为支点与加载点中间的前缘剪切破坏 。 采用有限元分析模型机翼的强度与破坏过程， 其结果与试验结果吻合良好 。 关键词： 复合材料机翼； 整体成型； 三点弯曲； 有限元分析； 泡沫夹芯 DOI： 10. 3969 / j. issn. 10055053. 2011. 4. 011 中图分类号： TB332 文献标识码： A 5053 （ 2011 ） 04005608 文章编号： 1005-
表1 Table 1 Location Main wing1 Skin Winglet2
四种机翼的铺层设计 Layup design of four wings Layup ［ 45 / － 45 /45 / － 45 /45 / － 45 /02］ ［ 45 / － 45 /0 2］
125℃ 保温 1h（ 如图 佳固化制度为 90℃ 保温 45min， 6 所示） 。
2
2． 1
机翼制备
原材料
件下的流变性能、 物理化学特性决定了采用真空袋 工艺时的固化条件及树脂对碳纤维的渗透效果 ， 从 而影响复合材料制件的综合性能。 为此， 需对基体 树脂的流变性能、 热性能进行分析， 以确定该树脂的 最佳固化工艺条件。图 3 为该树脂体系的动态黏度 曲线， 由图 3 可以看出 2℃ / min 等速升温过程中的 黏度变化情况， 在 40 ～ 135℃ 范围内树脂能保持较 低的黏度， 随着温度的升高， 树脂化学交联反应以指