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耐久性研究；超过允许尺寸的分层和目视可检损伤、穿透性损伤归结构损伤容限研究。目前，冲击后压缩强度（ "）已成为筛选树脂基体的另一个重要指标。
复合材料损伤扩展是可能发生的基体开裂、界面脱胶、分层和纤维断裂等多种破坏形式无规则扩展及其组合累积的结果，往往是缺乏规律性的，使复合材料结构耐久性和损伤容限分析十分困难。
（）优异的疲劳性能复合材料试样试验结果表明，其 %—&曲线相对比较平坦，条件疲劳极限与静强度之比可达 ’( )，甚至更高。（)）性能数据分散系数比金属材料大
三、复合材料结构制造工艺特点
金属飞机结构一般由蒙皮、桁条、肋、框、梁、墙等零组件，用大量紧固件机械连接装配而成。金属材料零组件，通常采用机械加工、压延、锻、铸等工艺方法制造，这是由金属材料可切削性、可锻性、可延展性和可熔性等固有特性所决定的。
复合材料结构一般是采用模具热压固化成形，要求制造工艺技术精确控制实现结构设计所确定的纤维方向，并且切断纤维的机械加工应尽量减少。目前，通常采用浸渍基体树脂的增强纤维预浸料逐层铺贴在模具上，再经热压工艺，基体树脂在模具内进行化学反应，结构件成形与材料形成同时完成。共固化、二次胶接、预成形件 * +,-（或 +.）树脂转移成形（或树脂膜熔浸成形）等工艺技术可使复合材料大型构件整体成形。从而，可以明显减少机械加工和装配工作量，大幅度降低装配费用，还可改善构件使用性能。
复合材料结构件热压固化成形工艺方法要求结构设计与结构制造工艺两者更加密切配合协调，以控制复合材料结构的热应力和热变形。结构成形与材料形成同时完成的特点，要求对成形工艺过程严格监控，并建立配套的缺陷 *损伤检测方法和质量控制标准。
第三节 /复合材料结构设计特点
结构设计是根据预定设计目标要求和约束条件，充分利用分析系统、设备、工艺等条件进行的多约束优化、综合、折衷，给出最佳具体结构方案的创造性工作。
飞机性能的不断提高，对机体结构轻质化、长寿命、隐身等先进性能指标和买得起成本指标的需求愈来愈迫切，牵引着新结构、新材料、新工艺以及新的分析方法等新技术的发展。飞机结构设计随之不断创新、演进。所采纳的新技术已证实对减轻飞机结构重量，改善飞行性能、生存力、保障性和降低成本等作出了重大贡献。
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复合材料结构技术是近 "多年来，开发并已广泛应用的飞机结构新技术，给飞机结构设计带来了许多新的特点和新的设计概念，也推动了结构设计技术的发展。
一、复合材料结构形式
飞机结构总体受力构件布置和结构形式的确定是结构设计的首要环节，与结构材料及其制造工艺技术密切相关。结构材料及其制造工艺技术的变更，必然引起结构形式，甚至结构总体受力布局发生变化。简要回顾飞机结构形式的演变即可明了这一点。
早期双翼机以木材和纤维织物为结构材料，结构形式为木桁架一蒙布空间结构；后来，木材制成了层合板，才出现半硬壳薄壁空间结构。木质飞机结构断断续续地用到第二次世界大战，如木质夹层结构蚊式飞机。据报道，目前仍在研究开发新的木质结构形式。
铝合金， %"年开始用于飞机结构，用了大约 "年的时间，才形成用机械连接梁、桁条、框、肋、蒙皮构成的半硬壳蒙皮空间薄壁结构。此后，逐步发展形成了多种有特色的结构形式，如：加筋（硬壳）蒙皮构架结构、框架补强开口结构、张力场梁结构、夹层结构、波纹腹板梁、整体壁板结构等。铝合金在飞机结构上应用至今已有 &"年，目前仍然是飞机结构首选的结构材料。
钛合金继铝合金之后，于 ’年开始在飞机结构上应用。钛合金适合采用超塑成形、扩散焊接和铸造等工艺加工；供料一般为大型的锻锭或铸锭。大型整体钛合金梁、隔框、壁板和连接主接头是目前主要的钛合金结构件形式。 (—))飞机中机身承载隔框是目前最大的热等静压铸钛合金件。钛合金与碳纤维复合材料接触无电偶腐蚀，适合与复合材料结构共同使用。
复合材料开始用于飞机结构时，采用按刚度等代设计方法，以准各向同性层合板代替铝合金板，以减轻结构重量。由此，有人误称先进复合材料为“黑色铝”。复合材料结构形式主要反映出复合材料以纤维为承载与传力主体和固化成形工艺制造等特点，同时，借鉴采纳了适用的金属结构形式。（）纤维平直状态承载与传力最佳，故复合材料适合制造各种平板、小曲率板，因此，加筋板、夹芯结构（复合材料面板）、蒙皮壁板等结构形式被广泛采用。
（)）复合材料虽具有屈曲（失稳）承载能力，但屈曲对疲劳、损伤性能的影响难以评估，从而限定了复合材料主结构梁承载时不允许腹板出现失稳。抗失稳能力强的正弦波腹板梁结构，采用复合材料易于成形制造，因此在复合材料尾翼、机翼结构中得到推广应用。
（%）格栅结构采用复合材料纤维铺放与缠绕相结合易于制造，抗损伤能力强，故而得到开发利用。
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（）多墙翼面结构蒙皮壁板较厚，可充分挖掘复合材料应用潜力，发挥复合材料气弹剪裁的优势，因而多墙结构在高性能战斗机小展弦比复合材料机翼结构上优先采用。梁式翼面（结构）多在大展弦比机翼上采用。
（"）复合材料层合板不宜开孔，因为开孔要切断纤维引起性能下降，同时，低的层间强度也给开孔补强带来困难。因此，机械连接设计、开孑 设计要十分慎重。一般不用于集中载荷传递接头。
（）整体化结构形式。复合材料结构热压固化成形工艺，创造了结构整体化设计制造的前提条件；尽可能减少机械加工和机械连接要求，以及大幅度降低装配费用要求，促进了复合材料结构整体化设计和制造技术发展。现已得到应用的有大型整体翼面壁板、整体蛇形 %进气道等。
（&）前掠翼飞机实现工程实用化。
（’）翼身融合体结构、隐身功能复合材料结构开始应用。
二、铺层设计和组件化整体化设计概念
铺层设计和组件化整体化设计是纤维增强树脂基复合材料结构突出的、有特色的结构设计概念。（(）铺层设计概念铺层设计包括按载荷分量布置纤维取向，以最大限度地利用纤维承载的方向性和利用铺层“剪裁”设计获得结构所需的刚度特性，特别是独特的耦合刚度。
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