研究歷程說明 :
(1)
飛機復合材料結構技術是逐步發展完善的 ,有一系列軍機型號應用研究和民機重大研究計劃取得的成果以及 40年來使用經驗的支持。技術發展水平現狀以戰斗機、轟炸機上復合材料結構應用為代表 ;技術成熟程度以干線客機 (運輸類飛機 )上復合材料結構應用為標志。
大量移植采用軍機復合材料結構技術是民機復合材料技術發展的顯著特點之一。
(2)
復合材料在民機上的應用是循序漸進逐步擴大的 ,從尾翼到機翼 ,再到機身 ;用量也逐步提高從 10 %,20 %～ 30 %提高到波音 787上的 50 %(CFRP占 45 %,GFRP占 5 %)。先進軍用飛機計劃取得的大量復合材料使用經驗起了關鍵作用。
(3)
民機復合材料結構設計指導性文件 FAA AC202107A在較長時間內使用說明民機結構疲勞、損傷容限設計技術要求基本沒有變化。
(4)民機采用復合材料結構已從結構減重轉
在了機體結構外殼上。因此 ,必須很好地解決復合材料損傷容限問題。 (注 :空客 A380復合材料結構主要還是用在機體結構內部結構件上 )
(5)
大型復合材料機體結構的細節設計 ,特別是裝配環節上的細節設計技術取得了突破。因為復合材料不具有延展性。
(6)
工藝制造設備正逐步進行擴容、更新 ,以實現大型、高效、自動化。
歐洲對大型民機復合材料結構也制定了一系列重要研究計劃 ,如 TAN GO ( Technology Ap2 plication to the Neat2term Goals and Objectives)計劃和先進低成本機體結構計劃 (Advanced Low Cost Aircraft Structures , ALCAS)以實現結構減重和降低成果。
3 民機復合材料結構設計選材
日本東麗公司 T300碳纖維 (基準型碳纖維) 1980年達到波音公司碳纖維材料規范 BMS928要求。 T300/環氧 (采用未改進胺類固化劑 )復合材料符合波音公司復合材料預浸料標準 BMS82256要求 (含復合材料性能指標要求),為民機結構用第 1代復合材料 ,用于操縱面和尾翼級結構。使用經驗表明 ,第 1代復合材料呈現脆性材料性能特征 ,層合板對橫向載荷 (如沖擊載荷 )引起的沿厚度方向的損傷 ,特別是分層損傷敏感。為此 ,開發了增韌環氧樹脂基體和改進結構損傷容限特性的結構設計方案 ,并提出采用沖擊后壓縮強度 CA I作為復合材料結構應用性能的評價指標。
1982年波音公司提出了新的復合材料預浸料標準 BMS82276 ,概述了主承力結構復合材料性能目標 ,如圖 2所示。橫坐標為民機濕 /熱環境下單向板壓縮強度 ,縱坐標為沖擊后壓縮強度 ,右上角即為復合材料性能期望值。
圖 2 復合材料耐濕 /熱、沖擊損傷綜合特性示意圖 Fig1 2 Composite humidity/ heat , impact damage characteris2 tic diagram
波音公司提出改進碳纖維性能 ,要求碳纖維拉
伸彈性模量提高 30 %、拉伸強度提高 50 %,同時 ,
開發高抗分層能力的韌性樹脂基體 ,欲將復合材料
結構設計許用應變由第 1代復合材料的 013%～
014%提高到 016%～018%,以使新一代復合材料
適合民機主承力結構應用。 1985年 NASA發布
RP1142碳纖維 /熱固型韌性樹脂復合材料標準規
范(第 1個有權威的聚合物基復合材料標準規范 )。
1989年中模量、高強度型碳纖維 T800達到波音公
司碳纖維材料標準 BMS9217要求 ,并與同期研發
的 180℃固化 (使用溫度 80～100 ℃)韌性環氧樹
脂構成的復合材料 (如 T800 H/ 390022)達到波音公
司材料標準 BMS82276要求。 T800 H/ 390022復合
材料在波音 777尾翼蒙皮、桁條、翼梁和地板梁上
得到了應用驗證。
民機結構用主要碳纖維特點分析如表 2所
示。值得注意的是 , T800 H/ 390022復合材料的
壓縮設計許用應變并沒有明顯的提高 ,仍在
01 40 %～01 45 %范圍內。
表 2 民機結構用主要碳纖維特點分析[ 12]
Table 2 Main characteristics of carbon fiber of large commercial jet airframe[12]
基準型碳纖維 中模高強型碳纖維 S型碳纖維
纖維類型 T300 T800 H T800S IM600 T700S
3 K ,6 K ,12 K 6 K ,12 K 24 K 12 K ,24 K 12 K
拉伸彈性模量 / GPa 230 294 294 285 230拉伸強度 /MPa 3530 5490 5880 5790 4900斷裂伸長率 /% 11 511 921 021 021 1
線密度 / (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直徑 /mm 7 7 557纖維質量符合的BMS928 BMS9217 BMS9222
材料標準 (自 1980年起 )(自 1989年起 ) BMS9217 BMS92223環氧預浸料符合的BMS82256T300 BMS82276 BMS82276材料標準 /環氧 T800 H/增韌環氧 織物預浸料典型復合材料 T300/ 5208 T800 H/ 390022 T800S/增韌環氧 IM600/增韌環氧 CAI(67J/cm)/MPa 120～140 320～340T800S/ 390022 IM600/ 97722 設計許用應變 /% 0130～01 35 01 40～01 45 0140～0145次承力結構主承力結構主承力結構主承力結構次承力構件
主要應用
B777 B787 A380
B787 ,A380
此后研發的高強型 (S型)碳纖維 T700S等 ,雖然其復合材料的拉伸性能有所提高
,但縱橫剪
4 復合材料機翼
切、層間剪切性能均比 T300復合材料有所降低。大型客機復合材料機翼是在復合材料尾翼目前 , T700S纖維在大型民機上以編織物增強材安定面設計和使用經驗基礎上研發的 ,借鑒了
明顯特點。
波音 787復合材料結構設計選用波音 777所用樹脂基體和 T800碳纖維 ,如 T800S/ 390022等、成熟的熱壓罐固化成形工藝為主 ,積極采用樹脂膜浸漬成型 (RFI)和樹脂傳遞模塑 (R TM)工藝等低成本成形工藝。蒙皮采用了先進的纖維自動鋪放機進行復合材料預浸料鋪層。用 T800S取換 T800 H主要考慮兩者性能相同 ( T800S略優),均與 390022樹脂有很好的相融性 , T800S為大絲束纖維 ,生產效率高 ,可提高制件生產效率 ,降低成本。
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