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（）口框补强与口盖设计；
（"）雷电防护与电磁兼容考虑。
设计实例将重点介绍与设计要点相关内容。
实例 层合板连接组合结构前机身结构设计实例
%& ’()前机身结构是 %&—(%前机身结构的改进，研制于 *++ , *(年。前机身上部为单座舱、下部为电子设备舱；不带燃油；前起落架安装在中机身，但收藏在前机身内。
%&—()复合材料前机身设计选用当时已商品化的碳 -环氧 %. -/0—1单向带和织物。设计许用应变为 "000234。为了实现减轻结构重量和降低成本 -重量比，进行了侧壁板几种设计方案的综合对比研究。侧壁板为帽形加筋板形式，按抗剪失稳设计，满足结构刚度和座舱内压要求。根据实心层压板和蜂窝夹层板（铝蜂窝芯和合成材料芯）多种方案对比试验结果，并考虑驾驶舱和设备舱的有关要求，确定选用 5066筋条间距加筋层合板，侧壁采用共固化成形。前机身结构不采用胶接连接（包括二次胶接），而采用机械连接组装。
实例 5层合板壁盒带蜂窝夹层结构前机身特设舱设计类型之一
某强击机前机身复合材料特设舱结构是我国自行研制的第一个复合材料前机身结构。研究工作于 *(1 , **0年进行，经试飞证明，该结构研制是成功的，特别是特设舱的电磁兼容性和抗静电满足飞机要求。
结构布局为层合板上壁盒、下壁盒与蜂窝夹层结构纵墙构成可承扭的 7形骨架结构，中间有四个层合板整框，以确保地面维护需将特设口盖全部打开时的结构具有足够的刚度和极好的开敞性。材料选用碳 -环氧。口框由纵梁和隔框凸缘构成；口盖一般为碳 -芳纶混杂复合材料面板、芳纶纸蜂窝夹层板；口盖周边连接采用钛合金快卸承力锁。
前机身复合材料特设舱结构解决的关键技术有：
（）层合板壁盒共固化整体成形
上壁盒构件为三闭室结构。层合板壁盒结构采用共固化整体成形，可提高结构件的结构完整性、减轻结构件重量和减少连接件数量。对共固化整体成形几种方案进行了分析对比：（ 8）热膨胀橡胶芯模成形法对模具的强度和加工精度要求很高、成形压力及压力的均匀难以控制；（9）热压罐成形，闭室内形采用多层 %:2;8<高弹橡胶与碳纤维预浸料叠合硫化成形的芯模，定位困难，墙易移位、走形；（ =）最后采用包覆 %:2;8<橡胶的金属芯模热压罐成形方法，获得满意的质量。上壁盒段构件成形模具用 > /66厚钢板在蒙皮拉形机上成形气动要求外形，再将其与钢构架焊接成阴模；模芯采用铸铝材料制造。
下壁盒构件结构示图，为蒙皮、大梁、框隔板和铝合金地板组成的多框结构件。 /
•/01•
块框隔板分割下壁盒空间，形成 个盒形区域。这种多框结构，若采用蒙皮、大梁、框隔板分别固化后二次胶接组合成形的方法制造，由于固化变形难以控制，无法满足双曲度配合精度要求，不能紧密贴合，质量无法保证。因此，下壁盒构件，必须采用共固化成形工艺。技术关键是结构件盒形区域内表面的成形，采用由套在可拆卸的金属芯模块上的橡胶充气囊充气施压；成形后，金属模分块取出。再有，下壁蒙皮左右边缘表面、左右下大梁外表面、 "个框隔板的上翻边外表面的成形由上盖板模具完成。下壁盒成形阴模制造同上壁盒。成形过程中，预浸料铺层需经预压实、压实、再固化成形。
（）蜂窝夹层结构件共固化成形
按型面特征，蜂窝夹层结构件可分为两类：一类是有外形要求的双曲面前机身的各种口盖；一类是无外形要求的内部平板。蜂窝夹层结构特点：面板为变截面、非对称铺层，但内、外面板对夹层板中面对称； %&’(芯边缘大都有面板包角。鉴于上述特点，选用共固化成形蜂窝夹层结构。因为二次胶接工艺要求模具精度高、成本高、周期长；面板自身非对称不适合采用二步共固化工艺。 ’
（)）复合材料前机身电磁性能设计措施
复合材料前机身电子设备舱的电性能要求有 )点：
有电通路，以确保静电和故障电流的释放；
"满足搭铁要求；
确保电磁屏蔽。
为此，在复合材料前机身设计中采取了如下措施：
下壁盒地板为铝合金板，与后段机身相连构成电通路，以满足负线安装、故障电流的回路要求。同时起到了设备舱下部电磁屏蔽作用； "纵梁为约 *+&&的纵向碳纤维丝束，将设计承载、工艺三角区充填和电性能需要的纵向良好导电电路三方面要求集于一体； 前机身段的外表面喷涂导电涂料，用以传递静电荷，并可起到一定的电磁屏蔽和表面防护作用；
纵墙整体夹层结构避免了电子设备之间的相互干扰。
电磁干扰（,-.）实测结果证明，电磁屏蔽性能良好，空域试飞时各种电子设备工作正常。
第四节 /复合材料中机身结构设计
中机身是飞机的主承力部位，复合材料的应用十分谨慎。目前主要用于机身蒙皮。正在开发的结构有复合材料翼身融合体、 0进气道等。 •"+1•
一、中机身复合材料蒙皮壁盒设计
（）中机身复合材料蒙皮壁盒简介
"%%%战斗机中机身蒙皮是一个复杂、大型整体的高承载结构。中机身长 &’ ()，宽 ’ )，上、下两块蒙皮采用碳纤维复合材料层合板，内部支持结构由于承受高的集中载荷以及考虑到战斗损伤，大部分采用铝合金。上蒙皮设计成带 &根长桁和 个 *形剖面周向加强框的整体蒙皮。蒙皮与长桁和周向加强框采用共固化成形，大大减少了紧固件数目，减重达 +,。中机身结构布置示意图。
（）材料选择及设计许用值
为降低成夺，机身、机翼、尾翼采用同一种碳纤维复合材料。要求材料的工作温度为— --. %%/，平衡吸湿量由 0-,相对湿度条件确定。最后选定了 10%% 2 -&-碳 2双马复合材料。压缩设计许用应变，采用冲击后压缩（ 345）强度综合试验结果确定， ))厚层合板为— +%%%"，&))厚层合板为— +6%%"，7))厚层合板不同冲击能量，冲击后压缩许用应变可达到— &%%%" . —-%%%"。
（+）蒙皮铺层设计
蒙皮铺层设计除采用一般的层合板设计原则外，还采用了下述的设计原则：
允许蒙皮在高于使用载荷时产生屈曲；
铺层递降比，在高应变区采用 8 %；在小于 %%% .区采用 8 %；
%为保证可修理性，平的层合板允许采用直径 6))的螺栓固定。
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飞机检测与维修实用手册 2(49)
