研究历程说明 :
(1)
飞机复合材料结构技术是逐步发展完善的 ,有一系列军机型号应用研究和民机重大研究计划取得的成果以及 40年来使用经验的支持。技术发展水平现状以战斗机、轰炸机上复合材料结构应用为代表 ;技术成熟程度以干线客机 (运输类飞机 )上复合材料结构应用为标志。
大量移植采用军机复合材料结构技术是民机复合材料技术发展的显著特点之一。
(2)
复合材料在民机上的应用是循序渐进逐步扩大的 ,从尾翼到机翼 ,再到机身 ;用量也逐步提高从 10 %,20 %～ 30 %提高到波音 787上的 50 %(CFRP占 45 %,GFRP占 5 %)。先进军用飞机计划取得的大量复合材料使用经验起了关键作用。
(3)
民机复合材料结构设计指导性文件 FAA AC202107A在较长时间内使用说明民机结构疲劳、损伤容限设计技术要求基本没有变化。
(4)民机采用复合材料结构已从结构减重转
在了机体结构外壳上。因此 ,必须很好地解决复合材料损伤容限问题。 (注 :空客 A380复合材料结构主要还是用在机体结构内部结构件上 )
(5)
大型复合材料机体结构的细节设计 ,特别是装配环节上的细节设计技术取得了突破。因为复合材料不具有延展性。
(6)
工艺制造设备正逐步进行扩容、更新 ,以实现大型、高效、自动化。
欧洲对大型民机复合材料结构也制定了一系列重要研究计划 ,如 TAN GO ( Technology Ap2 plication to the Neat2term Goals and Objectives)计划和先进低成本机体结构计划 (Advanced Low Cost Aircraft Structures , ALCAS)以实现结构减重和降低成果。
3 民机复合材料结构设计选材
日本东丽公司 T300碳纤维 (基准型碳纤维) 1980年达到波音公司碳纤维材料规范 BMS928要求。 T300/环氧 (采用未改进胺类固化剂 )复合材料符合波音公司复合材料预浸料标准 BMS82256要求 (含复合材料性能指标要求),为民机结构用第 1代复合材料 ,用于操纵面和尾翼级结构。使用经验表明 ,第 1代复合材料呈现脆性材料性能特征 ,层合板对横向载荷 (如冲击载荷 )引起的沿厚度方向的损伤 ,特别是分层损伤敏感。为此 ,开发了增韧环氧树脂基体和改进结构损伤容限特性的结构设计方案 ,并提出采用冲击后压缩强度 CA I作为复合材料结构应用性能的评价指标。
1982年波音公司提出了新的复合材料预浸料标准 BMS82276 ,概述了主承力结构复合材料性能目标 ,如图 2所示。横坐标为民机湿 /热环境下单向板压缩强度 ,纵坐标为冲击后压缩强度 ,右上角即为复合材料性能期望值。
图 2 复合材料耐湿 /热、冲击损伤综合特性示意图 Fig1 2 Composite humidity/ heat , impact damage characteris2 tic diagram
波音公司提出改进碳纤维性能 ,要求碳纤维拉
伸弹性模量提高 30 %、拉伸强度提高 50 %,同时 ,
开发高抗分层能力的韧性树脂基体 ,欲将复合材料
结构设计许用应变由第 1代复合材料的 013%～
014%提高到 016%～018%,以使新一代复合材料
适合民机主承力结构应用。 1985年 NASA发布
RP1142碳纤维 /热固型韧性树脂复合材料标准规
范(第 1个有权威的聚合物基复合材料标准规范 )。
1989年中模量、高强度型碳纤维 T800达到波音公
司碳纤维材料标准 BMS9217要求 ,并与同期研发
的 180℃固化 (使用温度 80～100 ℃)韧性环氧树
脂构成的复合材料 (如 T800 H/ 390022)达到波音公
司材料标准 BMS82276要求。 T800 H/ 390022复合
材料在波音 777尾翼蒙皮、桁条、翼梁和地板梁上
得到了应用验证。
民机结构用主要碳纤维特点分析如表 2所
示。值得注意的是 , T800 H/ 390022复合材料的
压缩设计许用应变并没有明显的提高 ,仍在
01 40 %～01 45 %范围内。
表 2 民机结构用主要碳纤维特点分析[ 12]
Table 2 Main characteristics of carbon fiber of large commercial jet airframe[12]
基准型碳纤维 中模高强型碳纤维 S型碳纤维
纤维类型 T300 T800 H T800S IM600 T700S
3 K ,6 K ,12 K 6 K ,12 K 24 K 12 K ,24 K 12 K
拉伸弹性模量 / GPa 230 294 294 285 230拉伸强度 /MPa 3530 5490 5880 5790 4900断裂伸长率 /% 11 511 921 021 021 1
线密度 / (10 -3g ·m -1) 198 396 800 223 445 1 032 800密度 / (g ·cm3) 1176 11 81 11 80 11 80 11 80直径 /mm 7 7 557纤维质量符合的BMS928 BMS9217 BMS9222
材料标准 (自 1980年起 )(自 1989年起 ) BMS9217 BMS92223环氧预浸料符合的BMS82256T300 BMS82276 BMS82276材料标准 /环氧 T800 H/增韧环氧 织物预浸料典型复合材料 T300/ 5208 T800 H/ 390022 T800S/增韧环氧 IM600/增韧环氧 CAI(67J/cm)/MPa 120～140 320～340T800S/ 390022 IM600/ 97722 设计许用应变 /% 0130～01 35 01 40～01 45 0140～0145次承力结构主承力结构主承力结构主承力结构次承力构件
主要应用
B777 B787 A380
B787 ,A380
此后研发的高强型 (S型)碳纤维 T700S等 ,虽然其复合材料的拉伸性能有所提高
,但纵横剪
4 复合材料机翼
切、层间剪切性能均比 T300复合材料有所降低。大型客机复合材料机翼是在复合材料尾翼目前 , T700S纤维在大型民机上以编织物增强材安定面设计和使用经验基础上研发的 ,借鉴了
明显特点。
波音 787复合材料结构设计选用波音 777所用树脂基体和 T800碳纤维 ,如 T800S/ 390022等、成熟的热压罐固化成形工艺为主 ,积极采用树脂膜浸渍成型 (RFI)和树脂传递模塑 (R TM)工艺等低成本成形工艺。蒙皮采用了先进的纤维自动铺放机进行复合材料预浸料铺层。用 T800S取换 T800 H主要考虑两者性能相同 ( T800S略优),均与 390022树脂有很好的相融性 , T800S为大丝束纤维 ,生产效率高 ,可提高制件生产效率 ,降低成本。
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本文链接地址：航空学报08大飞机专刊(109)
