劳强度和寿命。翼盒研制主要历程：设计 制造和静强度、疲劳 损伤容限验证试验； "年 月获得 %&& ’&&认证；已制造了 "()个外翼翼盒。翼盒使用历程： )年使用经历；首架飞机已飞行 ""***+，"(***起落，机群累积飞行 )*****+。到目前为止，外翼翼盒经检查没发现问题。
二、 "**座级机复合材料机翼设计方案
"**座级机（,* -"**座位客机） ./0—,)自然层流翼型复合材料机翼是 ",年
初由德国 .11公司开始研制，后列为德国空中客车公司复合材料机翼研制的初期目
标，以探求降低制造成本和使用维护费用，性能较好的 *—"**座级民机用复合材料
机翼。尽管 ./0—,)飞机研制工作因故中止，但复合材料机翼设计方案，仍具有很
高的参考价值。
（"）材料选择
复合材料机翼材料选择，除一般因素外，重点考虑了材料损伤容限特性和耐使用
环境与油箱环境特性。
损伤容限特性要求用于机翼的复合材料冲击后压缩破坏应变（冲击损伤门槛
值）从当时使用材料的 *2 34，提高到大于 *2 (4；
"耐环境性能要求用于机翼的复合材料，在使用油箱环境暴露后， *5温度时，材
料性能应达到的指标为：断裂延伸率 " 6*24，7 6*2(4，破坏应力 "" 6 "3**./8，%
6 "7 6 *./8。层合板环境暴露试验项目的环境条件： &大气环境： ,*0，,*4相对温度；
’户外暴露； ’燃油； (燃油、水混合物； ’带微量保护体系燃油、水混合物。
(所选材料复合材料机翼整体加筋蒙皮，采用有高冲击损伤容限特性的热固性
树脂纤维增强材料；梁腹板和肋采用热固性或热塑性树脂纤维增强材料，根部肋采用
金属板。
复合材料机翼试验件采用的主结构材料为 9:** (3,(（碳 环氧）。探求新方案
时，试验件所采用的材料：上蒙皮、上壁板长桁、下蒙皮、下壁板长桁、肋等主结构材料
为 ;9&, (3,(，此外肋还采用了 &1<)*"—=&>7,)；接头为 7*7:或 ,*"*锻件或
,",)厚板或 9?(&":@制造。
（7）制造方案为了降低制造成本，复合材料机翼翼盒制造方案，既没有沿用 0’A/垂尾的模块技术格栅结构，也没有采用长桁与蒙皮共固化的单向加筋蒙皮；而是采用柔性工装
（热压真空袋）将长桁与蒙皮二次胶接形成蒙皮壁板，长桁由 B形改为 9形，简化了工装，制造成本可降低约 "4。
（3）结构方案
•)*"•
机翼翼盒结构为常规布局，典型双梁多肋加筋蒙皮结构。见图 "—和图 "—%。
蒙皮，以后梁为基准（"&纤维方向），铺层比为 ’" ( " ( "（"&层占 ’")、* +,&层占 ")、-"&层占 ")）。曾试用过 ," ( +" ( "铺层比，但因抗扭刚度比要求值小 (’，而调整增加 * +,‘铺层，蒙皮厚度，从翼根 ,..减到翼梢 / ,..，预先固化成形。
"长桁为 0形剖面，按等百分线布置。长桁沿展向仅 0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。 长桁与蒙皮间用胶膜进行二次胶接组成蒙皮壁板。 前梁、后梁、肋均采用共固化成形。 %根部肋和接头为金属件。 &梁、肋与蒙皮壁板采用机械连接， ’整体油箱部分，内部涂有防静电涂层；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。
(雷击防护采用铝网，在 1234蒙皮中加入铝网，实际上是在内壁第一层内铺设铝网，固化到壁板中。在前梁缘条下加有铝制导流条。为了防止火花从口盖或紧固件边缘窜人油箱内，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打火引燃燃油，设置了铝制的电缆管道。
)主起落架安装部位采用金属件加强：
（+）研究试验
研究试验进行了数以百计的各种试验件试验，其中尺寸为 %"".. 5 ,"..的壁板试验件 ,件，用于 ’,种不同的试验。壁板试件类型有：完整壁板、水浸饱和吸湿壁板、带孔的壁板、带加强凸台段的壁板、长桁数不同的壁板等无缺口完整壁板的压缩应变水平接近 "/ )。
（,）结论
降低制造成本的措施切实可行
•采用柔性工装的二次胶接结构 (工艺方案。
•恰当地选用金属件，如集中传力接头、根部肋、加强板等采用金属件，摈弃盲目追求“全复合材料结构”的目标。
•
梁、肋共固化件与蒙皮壁板采用机械连接。
•
选用增韧树脂体系材料， 607% ( ’%，仅在肋上采用热塑性材料。
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