1、,表1-1 国外复合材料在军机上的应用情况,表1-2 民用飞机结构用材料重量百分比,比强度和比刚度飞机结构上使用的复合材料以碳纤维/环氧树脂为代表，它具有高的比强度(b/)和比刚度(E/)，可使飞机的结构重量大幅度减小。表1-3列出了几种单向复合材料与常用金属材料性能的比较。更为先进的T800/改性环氧树脂的比强度可高出铝合金10倍，比刚度高出4倍。,表1-3 几种结构材料性能比较,各向异性和可设计性由单向预浸带铺叠并固化而成的层压结构是目前飞机复合材料结构的主要形式。单向带呈现强烈的正交异性(沿纤维方向的性能与垂直纤维方向的性能差别很大)，可以在不同的方向铺设不同比例的单向带，来满足结构平面
2、内所需方向性能的要求。设计出的层压结构可以是各向同性，也可以是各向异性的；可以是对称均衡，也可以是非对称非均衡的。这个特点给设计师留下了更为自由的设计空间，使设计师可以实现过去用各向同性的金属材料无法实现的梦想。利用先进复合材料的低密度进行等代设计实现减重目标，是早期的复合材料结构设计方法，远远不能发挥复合材料的优势。前掠翼飞机和零热膨胀系数结构只是利用复合材料层压板的各向异性和可设计性，来实现设计师创新设计的范例。当然各向异性给结构设计、分析和制造增加了困难，这也是复合材料结构设计的特点之一。,损伤、断裂和疲劳行为各向异性、脆性和非均质性，特别是层间性能远低于层内性能等特点，使复合材料层压板
3、的失效机理与金属完全不同，因而它们的损伤、断裂和疲劳性能也有很大差别。另一方面，复合材料构件制造目前主要靠人工铺贴和热压成形，再加上加工、运输过程中可能受到的外来物冲击，其制件会比金属制件更易带有程度不等的缺陷/损伤。表1-4概述了影响复合材料结构与金属结构疲劳和损伤容限的因素比较。,(1) 主要的缺陷/损伤类型 裂纹是金属飞机结构的主要损伤形式。复合材料结构的关键缺陷/损伤形式是界面脱胶、分层和低能量(特别是低速)外来物产生的冲击损伤。冲击损伤的威胁在于当内部产生大范围基体开裂和分层时，外表面往往仍目视不可检，但其压缩承载能力已大幅度下降(外表面目视勉强可检的冲击损伤可使其压缩强度降为无损强
4、度的40%)。分层是复合材料层压结构特有的损伤形式。生产过程中工具坠落、撞击；使用过程中跑道碎石及冰雹、鸟类等外来物冲击，以及局部层间应力集中或结构超载，都可能引起内部分层。这类损伤的存在和扩展对层压板或结构强度和刚度下降的影响是显著的。,(2) 缺口敏感性 金属一般都具有屈服阶段，而复合材料往往直至破坏其应力-应变曲线仍呈现线性，所以复合材料的静强度缺口敏感性远高于金属。但复合材料的疲劳缺口敏感性则远低于金属，其疲劳缺口系数(一定循环次数下，无缺口试件疲劳强度与含缺口疲劳强度之比)远小于静应力集中系数，并且在中长寿命情况下接近于1。,(3) 疲劳性能 金属对疲劳一般比较敏感，特别是含缺口结构
5、受拉-拉疲劳时，其疲劳强度会急剧下降，但复合材料一般都显示有优良的耐疲劳性能。对于常用的纤维控制的多向层压板，在拉-拉疲劳下，它能在最大应力为80%极限拉伸强度的载荷下经受10E6次循环。在拉-压或压-压疲劳下，其疲劳强度略低一些，但10E6次对应的疲劳强度一般约为相应静强度的50%。特别是压-压疲劳下含冲击损伤试样在10E6次对应的疲劳强度，一般不低于相应静强度的60%。另外含冲击损伤和分层的复合材料结构在疲劳载荷下，一般很难观察到它们在疲劳下的扩展，即使出现损伤扩展，也往往出现在寿命后期，并且很难确定其扩展规律。,刚度降 对金属结构，一般不考虑由疲劳载荷引起的刚度变化，但对复合材料结构，特
6、别是承受高周疲劳的直升机旋转部件(如旋翼桨叶)，有时需要加以考虑。(5) 分散性 复合材料静强度和疲劳强度的分散性均高于金属，疲劳强度尤为突出，因此在对复合材料结构进行疲劳验证时，除寿命分散系数外，有时还同时考虑载荷放大系数。,环境影响除了极高的温度，一般不考虑湿热对金属强度的影响。但复合 材料结构则必须考虑湿热环境的联合作用。这是因为复合材料的基体通常为高分子材料，湿热的联合作用会降低其玻璃化转变温度，从而引起由基体控制的力学性能，如压缩、剪切等的明显下降。对金属结构腐蚀是严重的问题，而复合材料结构通常有良好的抗腐蚀性能。,导电性金属有着良好的导电性，复合材料的导电性则差得多。因此复合材料结构设计必须有专门的防雷击措施，油箱部位要有专门的防静电设计，同时对安装大量仪器仪表的设备舱和雷达罩，要进行特殊的电磁相容性设计。,本 章 结 束,
