层合板铺层设计一般有 个铺设角（"， %，&"），且每一个铺设角所占铺层比例应不少于 ’"(，以利刚度协调；
"层组厚度（同一铺设角聚集在一起的层数）对单向带应不超过 层（即限制层组厚度 ) "* +,--为宜；自由边处限制层组厚度 ) "* ./--），以防发生基体沿纤维方向开裂。
（0）组件化整体化设计概念
组件化、整体化设计是将若干个零件设计成一个较大的整体件，可以大大减少零件数量，减少连接件和连接过渡区附加重量、减少装配，是减轻结构重量、降低成本的有效技术途径。
整体化设计中，将实现纤维传力路线连续性的结构整体受力布局设计与充分利用复合材料固化成形工艺特点和工艺方法的有机结合是提高结构整体化程度的关键。计算机辅助设计与辅助制造（123 4 125）先进分析模拟技术，为整体化设计提供了技术支持，在成本 4效益杠杆作用下，整体化设计的实施还将受到模具工装复杂程度和成本、设备尺寸、容量和设备更新改造所需费用的成本考虑等限制。
设计 4制造工艺一体化（ 356）、设计面向制造（375）和设计面向买得起（ 372）是实现结构组件化、整体化设计的关键，可以使复合材料的可设计性与良好工艺性有机结合。
结构整体成形工艺技术，目前主要有：
共固化、二次固化、二次胶接工艺；
预成形件 4 895（或 876）等液体成形工艺；
%纤维缠绕工艺。
结构整体化设计，需具体结构具体分析，工程上成功应用实例，如 :—0飞机外翼
整体翼面壁板、正弦波腹板梁、机翼整体下翼面壁板（带纵墙）、 2.""垂尾安定面格栅结构壁板、整体缠绕机身等。
三、复合材料结构设计的特殊考虑
复合材料结构的设计要求和设计原则与金属结构基本上是相同的，但是，复合材料结构性能的可设计性和结构件成形与材料形成同时完成，以及对使用环境因素敏感（湿热、冲击损伤等）等特点，促使复合材料结构设计比金属结构更加强调材料性能、结构设计与分析和制造工艺三个主要方面的综合协调，如图 . ;’ ;0所示。结构设计流程图。结构采用并行工程方法研制。
复合材料结构设计特殊考虑，主要有以下几方面：
（’）设计选材与许用值确定
结构设计选材考虑的主要因素：
•.+"•
图 " "%复合材料零构件综合协调设计关系示图
•
设计选材必须根据具体使用部位，综合权衡考虑复合材料最高使用温度、冲击后压缩强度（&’(）、湿 )热引起的性能退化以及材料的工艺性（如树脂体系固化温度、固化时间、工艺方法）、成本、使用经验等因素，进行折衷、优选。
•
按结构性能或功能要求决定所选纤维，如结构多选择高强碳纤维，主结构可选择中模高强碳纤维，而有透波要求的结构选择玻璃纤维；对承受拉伸载荷为主的结构多选择玻璃纤维，也可选择芳纶。
•
按结构最高工作温度和耐湿 )热性能要求，决定所选树脂基体的类型；环氧分为可用于 *+&以下和 +&以下两大类；双马一般用于 *+以下。
•按工艺要求选择专用树脂体系。不同的工艺方法有其专用的树脂体系，如
,-.树脂、 ,/0树脂、缠绕用树脂等。
设计许用值确定
复合材料结构设计许用值以许用应变表示，其确定不仅要考虑结构完整性（民机为适航性）要求，而且与使用经验密切相关。复合材料复杂的破坏机理、有限的结构分析技术和使用经验，使得目前“限制设计应变”的设计方法，“静力覆盖疲劳设计”的疲劳门槛值法和“损伤容限设计在许用值确定时考虑”等，仍占主导。因此，目前常用树脂基复合材料的设计许用应变仍然在 +12 3+142的范围之内。预成形件 ) ,-.成形结构的设计许用值正在研究之中。
（）静强度设计和刚度“剪裁”设计 "结构静强度设计金属材料结构通常按强度设计，刚度校核办法进行设计。因为金属材料是均质各向同性材料， ［］，单一设计变量设计。
层合结构铺层设计一般按面内刚度设计、强度校核办法进行。因为层合板应变分布是线性的而应力分布与各层刚度特性有关，沿厚度方向为非连续分布的。而且强度条件又包括至少 5个强度参数（平面问题）。因此，对复合材料按强度要求进行
•6•
铺层设计，实际上，是难以实现的。
刚度“剪裁”设计层合板刚度可“剪裁”设计，目前对翼面壁板多采用对称非均衡设计方法，实现弯一扭耦合效应，的利用。
对称铺层设计使［］"，有利于消除非对称引起的翘曲。若将对称均衡铺层设计，改变其中的任一偏轴方位（其他偏轴方位不变）即可获得对称非均衡铺层结构，结构设计方法较为简单易行，这个调整过程主要是针对 %&，’&，两个刚度系数进行的，用于翼面气动弹性剪裁设计。
［ ］%的非对称非均衡结构设计多在直升机旋翼拉一弯、拉一扭耦合效应设计中考虑。
"热应力与热变形控制复合材料结构件是通过热压固化工艺成形的。固化成形温度与大气温度差可达 % ( ’)，而复合材料结构又是薄壁整体化结构，热应力和热变形控制必须考虑，针对具体问题作具体分析。
（*）耐久性 +损伤容限设计技术途径
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