图 " "%&单梁蜂窝夹层结构方向舵结构布置示图少肋的 ’()*+蜂窝夹层结构设计方案 ,（图 " "（ -））重量效率并不明显。反而， .个中间肋（其中 个为加强肋），含玻璃微珠泡沫芯夹层板蒙皮的结构设计方案 （图 " "（ /））却取得了显著减重效益，而且噪声敏感性低。洛克希德公司选择了设计方案 ，有关设计细节如下：
蒙皮为碳纤维面板、含玻璃微珠泡沫夹层结构。上、下面板为 011单向带预浸料，按 2 3.4、14、—3.4（展向为 14）铺层的 层板，单层厚度 15 ,))，面板厚度 15 .%))。含玻璃微珠泡沫芯厚 15 .))。蒙皮总厚度约 ))。从蒙皮承载考虑，主肋处泡沫芯由 6层碳纤维单向带取代；中间肋处则由 层碳纤维织物取代，肋缘条部位蒙皮内侧面板上增加一层 14层单向带。
主肋用（3. 7 1 7 3.）共 3层碳 7环氧单向带构成腹板，并延伸到凸缘。凸缘补强增加 3层 14单向带。
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第三篇 复合材料飞机结构设计
表 "洛克希德 %—&复合材料副翼的评定
方案 薄蒙皮 夹层结构 加筋板
材料和结构 碳纤维单向带 碳纤碳纤维碳纤维 维单面板面板向带泡沫芯泡沫芯 ’()*+,-面板012(3芯材 碳纤维面板 012(3芯材 碳纤维’()*+,-混杂面板 012(3芯材 碳纤维蒙碳纤维蒙皮， .根皮， /根帽形筋条帽形筋条
中间肋数目 / & . - & & & &
与铝结构重量比（4） /56 / //6 7 .-6 & .6 56 8 886 8 86 8 586 7 596
与铝结构成本比（4） 7 7& 55 /8 57 87 .
定性评定 96 & 76 8 76 5 96 & 6 5 6 8 6 . 6 5 6 5
注： 成本比包括蒙皮及中间肋（如果需要的话），假定当时 :9&&价格 & ; <=>，’()*+,-为 99; < =>。 "定性评定包括可生产性、可检验性和可维修性诸因素。按 —9的等级评定，以 9级为最好。
图 9 " "75洛克希德 % " &飞机内侧副翼— ——金属结构设计方案
中间肋与主肋不同之处在于改用碳 <环氧布制成， .层布厚度 6 5.22。前梁 &层碳纤维单向带（ ? -. < & < &7）。铺层，主肋处凸缘宽度局部加大。后梁为 22厚 8&8.—:/，铝合金槽型材。为便于检查、维护和修理，下蒙皮可以取下。雷击防护采用蒙皮表面喷涂铝。
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图 " "%洛克希德 & " ’(’’飞机内侧副翼— ——复合材料结构设计方案（)）复合材料副翼— ——设计方案 ’（*）复合材料副翼— ——设计方案
电偶腐蚀防护措施，在金属和碳纤维复合材料的结合面涂密封胶防电偶腐蚀。翼肋减少 +个，零件数减少 ,+-，连接件减少 ’.减，共减重 /-。实例 %单梁全高度蜂窝夹层结构副翼设计实例波音 0/0复合材料外侧副翼是一个大展弦比薄翼型，采用全高度 12345蜂窝夹
层结构设计，详见图 " "(。实例 %单梁蜂窝夹层板蒙皮结构副翼设计实例 6( . 6,(复合材料副翼如图 " "’所示（’+年 ’(月交付使用）。副翼是由碳纤维复合材料面板和尼达（1784）蜂窝夹芯结构件组成。每个副翼由
三角形翼盒和上、下两块夹层蒙皮壁板组成。翼梁和前缘也是复合材料制造的。加工制造过程是在复合材料铺敷后在热压罐内 ’+(’下固化，固化后进行超声波 9扫 •,+’•
图 " "%波音 &’&外侧副翼
图 " "(% ) *)+复合材料副翼
描检验。装机前进行喷漆。复合材料副翼与传统的金属材料副翼相比，重量降低 (,-. /-。实例 +%过屈曲层合板蒙皮结构副翼设计实例层合板虽具有屈曲和过屈曲承载能力，但层合蒙皮是否允许屈曲或过屈曲，各大
飞机公司规定并不一致。 01—((复合材料外例副翼蒙皮过屈曲设计，仅是惟一工程应用实例。 01—((复合材料外侧副翼为多肋层合板蒙皮结构，采用二次胶接工艺，蒙皮层合板通过过屈曲设计（23456789:;<<;4=>?）达到薄板化。与金属结构相比可减重 //-，
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全尺寸试验结果表明：层合板蒙皮在 "左右最大使用载荷作用下压缩屈曲后，确认可承载达到 %%的极限载荷，证明有足够的胶接强度和过屈曲强度。
外侧副翼展长 &’ &(，断面呈楔形，用 )个铰接接头安装在机翼上，有 &块配重块在铰接接头处作平衡用。里面配置有助力器及阻尼器，外侧副翼具有故障自动防护功能，即使在某一处的铰接接头或助力器发生破损时，剩余结构也能承受最大使用载荷。
外侧副翼结构是由梁间翼盒、前缘及后缘等组成。梁间翼盒是由层合板蒙皮、前梁、后梁及翼肋所构成。翼肋、后梁及上、下蒙皮同时进行二次胶接，前梁、两端翼肋、前缘、后缘及铝制零件用紧固件连接，见图 * +% +*,。
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