大型飛機(jī)機(jī)身典型結(jié)構(gòu)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化

1、Composite str uctures design and optimization researchon a typical la r ge a ir cr aft fusela ge str uctureA Disse rta tion S ubm i tted for the De g ree of M a s te rC a ndida te：Wa ng Ya odongSuper visor ：Pr of. He J ingwuSchool of Aeronautics Science and EngineeringBeihang University,號：V223編 號 ：1

2、0006SY 0905541碩士學(xué)位論文大型飛機(jī)機(jī)身典型結(jié)構(gòu)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化作者王耀東申請學(xué)位級別工學(xué)學(xué)位指導(dǎo)教師職稱教授學(xué)科專業(yè)飛行器設(shè)計(jì)研究方向飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)學(xué)習(xí)時(shí)間自年月日起至年月日止提交日期年月日答辯日期年月日學(xué)位授予航空航天大學(xué)學(xué)位授予日期年月日關(guān)于的獨(dú)創(chuàng)性本人鄭重的成果，本：所呈交的是本人在指導(dǎo)教師指導(dǎo)下進(jìn)行研究工作所取得中有關(guān)資料和數(shù)據(jù)是實(shí)事求是的。盡我所知，除文中已經(jīng)加以標(biāo)注和致不包含其他人已經(jīng)發(fā)表或撰寫的研究成果，也不包含本人或他人為獲得航空航天大學(xué)或其它教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或?qū)W歷而使用過的材料。與我一同工作的同志對研究所做的任何貢獻(xiàn)均已在中作出了明確的說明。若有不實(shí)之處，本

3、人愿意承擔(dān)相關(guān)法律責(zé)任。作者簽名： 日期：年月日使用航空航天大學(xué)使用本但不限于：保留書本人完全同意），使用方式（，按規(guī)定向，但不限于其印刷版和有關(guān)部門（機(jī)構(gòu)）送被查閱、借閱和交復(fù)印，將他，以學(xué)術(shù)交流為目的贈送和交換的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行檢索，采用影印、縮印或其。保存在后的使用同上。作者簽名： 指導(dǎo)教師簽名： 日期：日期：年年月月日日摘要復(fù)合材料具有比強(qiáng)度大、比高，抗疲勞性能好，以及可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，因此，越來越廣泛地應(yīng)用在航空航天領(lǐng)域，尤其是在大型客機(jī)設(shè)計(jì)方面。使用復(fù)合材料不但可明顯減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量，提高其結(jié)構(gòu)疲勞，還可提高結(jié)構(gòu)效率，特定的氣動性能，提高飛機(jī)的性，舒適性，和環(huán)保性。

4、因此，在過去的 30 年里，復(fù)合材料在民用飛機(jī)上的用量不斷增加。復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的用量增加的同時(shí)，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的使用范圍也不斷拓寬，使用部位從受力不大的部件如整流罩、前后緣、擾流板等次很大的機(jī)身、機(jī)翼、水平安定面、垂直安定面等。部位，到受力本文研究了復(fù)合材料在機(jī)身結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用，參照有關(guān)規(guī)定和飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊，對 150座級干線客機(jī)機(jī)身相關(guān)結(jié)構(gòu)，長桁，隔框，地板梁等進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并確定了鋁合身蒙皮厚度。并根據(jù)此設(shè)計(jì)結(jié)果，利用有MSC.Patran 進(jìn)行機(jī)身的有模型建立，探討利用復(fù)合材料層合板替代原鋁合金蒙皮的可行性及。提出了利用等效，即板的三向等效的，使得復(fù)合材料層合板與鋁合金板在三個(gè)方向的相等

5、，確定了復(fù)合材料各鋪層的角度和厚度。利用 MSC.Nastran 對兩種模型進(jìn)行模態(tài)分析，使得復(fù)合材料層合板在模態(tài)和振型上與原金屬板相同或相似，確定了復(fù)合材料的鋪層順序。然后再利用 MSC.Nastran 校核在氣密載荷下的復(fù)合材料層合板強(qiáng)度和性，校核后強(qiáng)度和均與金屬機(jī)身蒙皮性能相似，完全可以取代原金屬機(jī)身蒙皮，且減重效果達(dá) 34.8%。計(jì)算結(jié)果表明，等效設(shè)計(jì)法在大型飛機(jī)上利用復(fù)合材料層合板替代原金屬結(jié)構(gòu)方面是可行而且可靠的。另外，不可避免要在機(jī)身結(jié)構(gòu)上布置各種類型、大小不同的開口或開孔。開口會改變結(jié)構(gòu)的受力特性。因此有必要對復(fù)合材料層合板開口進(jìn)行仔細(xì)的研究。本文比較了受均布舷窗開口補(bǔ)下的鋁合

6、金板開口和層合板開口的應(yīng)力應(yīng)變以及變形的異同，研究了機(jī)身蒙皮計(jì)和優(yōu)化方案。等效法和層合板機(jī)身開口補(bǔ)強(qiáng)分析和優(yōu)化旨為復(fù)合材料在大型飛機(jī)上的應(yīng)用提供參考。：機(jī)身結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，等效應(yīng)力應(yīng)變，模態(tài)分析，強(qiáng)度，屈曲，大開口補(bǔ)強(qiáng)，IAbstractCompositematerials with high specificstrength and stiffness, good-fatigueperformance, as well as strong designability, etc., more and more widely was used in the aerospace secto

7、r, especially in large aircraft design. Using of composite materials can significantly reduce not only the quality of the aircraft structure, improve its structure fatigue life,but also improve the structural efficiency, the aerodynamic performance of a particular.Therefore the aircraft's econom

8、y, comfort, and environmentalcan all be better. Thus,in the past 30 years, the amount of composite materials in civil aircraft is increasing. While withthe amount increase in the use of aircraft structures ,the application range of composite materialsin aircraft structuas also been expanding, and th

9、e use of parts from the discontinuity largeparts such as fairings, front and rear edge spoiler and other times load-bearing parts, to be force large fuselage, wings, horizontal stabilizer, vertical stabilizer and so on.This paper studies the structure of composite materials in fuselage structure app

10、lications.Refer to the relevant regulations and aircraft design manual, design the long stringers, bulkheads, floor beams on the 150-level route aircraft fuselage, and determine the aluminum fuselage skinthickness. Based on this design results, establish the finite element mfor typical structuralpar

11、t of the fuselage with the finite element software MSC.Patran and explore the feasibility and methods to use of composite laminates to replace the original aluminum skin. Proposed the equivalent stiffness method that makes sure the stiffness of three directions both on the composite laminates and al

12、uminum alloy plate are equal. According to this method, determine the composite layering angle and thickness. After analysis the mode shapes of compositelaminate and aluminum alloy plate with the software MSC.Nastran, make sure that the twoms have the same or similar mshapes and nature frequency to

13、determine the stackingsequence of composite materials.And then check the composite laminate strength and stability in the air-tight load with the software MSC.Nastran, and the strength and stiffness has the similar performance to metal fuselage skin, so composite laminate can replace the original me

14、tal fuselage skin with weightloss of 34.8%. The results show that the equivalent stiffness design method on converting theIIoriginal metal structure to composite laminates about large aircraft is a feasible and reliable. In addition, the inevitable structural arrangement of various types, different

15、sizes of openings or holes needs us to study the performance after the opening on the laminate. Large size opening will change the force characteristics of the structure, so it is necessary to carefully study on the laminated composite plates with large size opening or holes. This paper compares sim

16、ilarities and differences of the stress, strain and deformation between the aluminum alloy plate and the laminate with opening under uniform pressure, and also studies the fuselage skin porthole opening reinforcement design and optimization program. Equivalent stiffness method andanalysis and optimi

17、zation on reinforced laminates of body openings can both provide a referenceon composite materials application in the large aircraft of.Key words: fuselage structure，composite material structural design,equivalentstiffness,mode analysis,strength,buckling,cut-out repaired reinforce,stress and strainI

18、II目錄第一章緒論11.1 引言11.1.1 .1 研究背景及意義1. 11 .1 .2 復(fù)合材料的1 .1 .3 復(fù)合材料的優(yōu)缺點(diǎn)21.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀41.2.1 .1 復(fù)合材料在航空業(yè)內(nèi)應(yīng)用現(xiàn)狀41.2.2 .2 飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)現(xiàn)狀61.2.3 .3 復(fù)合材料的開口補(bǔ)究現(xiàn)狀71.3 本的主要研究內(nèi)容8第二章機(jī)身典型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)102.1 機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求102.1.1 .1 機(jī)身的功用102.1.2 .2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求102.2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求112.2.1 .1 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求112.2.2 .2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)工藝性要求122.3 機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)132.3.1 .1 機(jī)身載荷

19、工況132.3.2 .2 機(jī)身結(jié)構(gòu)形式142.3.3 .3 機(jī)身各構(gòu)件的設(shè)計(jì)152.4 機(jī)身大開口結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求182.4.1 .1 機(jī)身結(jié)構(gòu)開口種類182.4.2 .2 開口補(bǔ)計(jì)192.5 MSC.Patran/Nastran2.5.1 .1 M S C .Pa tran. 19. 202 .5 .2 M S C .Nastra n 主要功能21第三章 復(fù)合材料層合板機(jī)身蒙皮設(shè)計(jì)與研究233.1 復(fù)合材料強(qiáng)度和理論233.1.1 .1 復(fù)合材料力學(xué)233.1.2 .2 復(fù)合材料破壞標(biāo)準(zhǔn)253.1.3 .3 單層板的強(qiáng)度準(zhǔn)則25IV3 .1 .4 單層板偏軸273.2 等代設(shè)計(jì)法設(shè)計(jì)復(fù)合材料機(jī)身

20、蒙皮厚度293.2.1 .1 等代設(shè)計(jì)法293.2.2 .2 復(fù)合材料蒙皮厚度確定303.3 復(fù)合材料機(jī)身層合板鋪層設(shè)計(jì)與優(yōu)化313.3.1 .1 復(fù)合材料蒙皮鋪層順序設(shè)計(jì)與優(yōu)化313.3.2 .2 固有頻率和模態(tài)對比計(jì)算34度位移35度計(jì)算分析373 .3 .3 有計(jì)算鋁合金及復(fù)合材料蒙3.4 增壓載荷工金屬及復(fù)合材料蒙身蒙度計(jì)算373 .4 .1 鋁合3 .4 .2 復(fù)合材料機(jī)身蒙度計(jì)算403.5 剪力載荷工3.5.1 .1 鋁合金屬及復(fù)合材料蒙定性比較45身蒙定性計(jì)算453 .5 .2 復(fù)合材料機(jī)身蒙定性計(jì)算47第四章 復(fù)合材料層合板機(jī)身蒙皮開口補(bǔ)計(jì)和優(yōu)化484.1 復(fù)合材料層合板開口應(yīng)

21、力理論推導(dǎo)484.2 金屬板與層合板開口有計(jì)算對比494.3 蒙皮開口補(bǔ)計(jì)和優(yōu)化534.3.1 .1 機(jī)身蒙皮開口后應(yīng)力應(yīng)變及變形534.3.2 .2 開口補(bǔ)強(qiáng)方案564.3.3 .3 優(yōu)化改進(jìn)方案60結(jié)論與展望631.結(jié)論632.展望64參考文獻(xiàn)65攻讀學(xué)位期間取得的研究成果69致謝70V圖錄A380 復(fù)合材料應(yīng)用情況5B787 復(fù)合材料應(yīng)用現(xiàn)狀5機(jī)身垂直面內(nèi)外載荷及內(nèi)力圖14半硬殼式結(jié)構(gòu)示意圖15圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖123456789101112131415161718192021222324252627加強(qiáng)框截面普通框截面桁條截面. 16. 16. 17

22、中空口框內(nèi)力與外形圖19機(jī)身蒙皮大開口19MSC.PATR A N 的用戶界面20線性靜力有分析步驟22單層的偏軸應(yīng)力狀態(tài)及應(yīng)力的轉(zhuǎn)換28/4 層合板32蒙皮順序優(yōu)化流程圖33鋁合金板模態(tài)計(jì)算結(jié)果34復(fù)合材料層合板模態(tài)計(jì)算結(jié)果34有模型及邊界條件35鋁合金板的位移情況3612 層鋪層0/45/-45/0/90/0 S 復(fù)合材料層合板 0°方向12 層鋪層0/45/-45/0/90/0 S 復(fù)合材料層合板 90°方向10 層鋪層45/-45/0/90/0 S 復(fù)合材料層合板 0°方向10 層鋪層45/-45/0/90/0 S 復(fù)合材料層合板 90°方向位移

23、36位移36位移37位移37有模型38賦屬性后三維模型38有約束情況38艙內(nèi)增壓載荷39鋁合金蒙皮增壓載荷下應(yīng)圖39VI圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖28293031323334353637383940414243444546474849505152535455鋁合金蒙皮增壓載荷下應(yīng)變云圖40鋁合金蒙皮增壓載荷下屈曲云圖40T300/QY 8911 材料力學(xué)參數(shù)41復(fù)合材料鋪層情況41復(fù)合材料蒙皮機(jī)身增壓載荷應(yīng)圖42復(fù)合材料鋪層各層應(yīng)力情況42復(fù)合材料機(jī)身變形云圖43復(fù)合材料機(jī)身蒙皮最大應(yīng)變云圖43（剪力）氣動力載荷工約束情況45氣動力加載情況45鋁合金蒙皮在氣動力載

24、荷下應(yīng)圖46金屬機(jī)身蒙皮剪力工復(fù)合材料蒙皮剪力工屈曲情況云圖46屈曲云圖47矩形板有模型49矩形板約束情況50鋁合金板開口應(yīng)圖50鋁合金板開孔變形云圖51復(fù)合材料層合板開口應(yīng)圖51復(fù)合材料層合板應(yīng)變云圖51復(fù)合材料變形云圖52舷窗開口后有模型53復(fù)合材料機(jī)身舷窗開口后應(yīng)變云圖53復(fù)合材料機(jī)身舷窗開口后應(yīng)圖54復(fù)合材料機(jī)身舷窗開口后變形云圖54機(jī)身蒙皮開口后層合板各層應(yīng)變走勢圖55機(jī)身蒙皮開口后層合板各層應(yīng)變走勢圖55舷窗開口補(bǔ)強(qiáng)方案56增加 0.3M M * 2 后的開口應(yīng)力情況56VII圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖圖5657585960616263646566676869增加 0.3M M *

25、 2 后的應(yīng)變情況57增加 0.6M M * 2 后的應(yīng)力情況57增加 0.6M M * 2 后的應(yīng)變情況57增加 0.9M M * 2 后開口應(yīng)圖58增加 0.9M M * 2 后開口應(yīng)變云圖58增加 1.5M M * 2 后開口應(yīng)圖58增加 1.5M M * 2 后開口應(yīng)變云圖59應(yīng)力應(yīng)變隨加厚厚度的變化情況59補(bǔ)強(qiáng)層圓角后有模型60加強(qiáng) 0.6M M * 2 圓角的應(yīng)變情況60加強(qiáng) 0.6M M * 2 圓角的應(yīng)力情況61進(jìn)行過度鋪層示意圖61加入過渡鋪層后 0.6M M * 2 的應(yīng)力情況61加入過渡鋪層后 0.6M M * 2 的應(yīng)變情況62VIII表錄新一代客機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用比例7表

26、格表格表格表格表格表格表格表格表格表格表格表格表格表格表格表格12345678910111213141516現(xiàn)有部分復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件所用的設(shè)計(jì)值12機(jī)身結(jié)構(gòu)形式的選擇15三向等代設(shè)計(jì)結(jié)果31金屬模型與復(fù)合材料模型計(jì)算頻率對比（HZ）35鋁合金力學(xué)性能37T300/QY 8911(碳/改性雙馬)基本力學(xué)性能41復(fù)合材料鋪層各層應(yīng)力情況42鋁合身蒙皮與碳纖維復(fù)合材料機(jī)身的有分析結(jié)果44金屬蒙皮前 11 階模態(tài)屈曲系數(shù)46復(fù)合材料蒙皮屈曲系數(shù)47鋁合金板和層合板開口計(jì)算對比52各層應(yīng)變情況54各層應(yīng)力情況55開口加強(qiáng)鋪層厚度與應(yīng)力應(yīng)變變化情況59加厚 0.6M M * 2 的三種不同方案應(yīng)力應(yīng)變結(jié)果

27、62IX航空航天大學(xué)第一章緒論1 . 1 引言1.1.1 研究背景及意義隨著我國國民的高速發(fā)展，航空客運(yùn)量迅猛增長，對 150 座級以上的大型客機(jī)的需求量與日俱增。在此背景下，大型飛機(jī)項(xiàng)目被列為未來二十年中長期發(fā)展項(xiàng)目之一，受到各方面的關(guān)注。2026 年前，我國共需新購置大型客機(jī)約 2953 架，總價(jià)值在 1500 多億足以同時(shí)買下波音和空客。波音 2005 年底凈資產(chǎn)：600 億空客 2005 年底凈資產(chǎn)：208 億所以我國應(yīng)該研發(fā)干線客機(jī)，同時(shí)要有市場競爭力，能夠在全球的市場上站穩(wěn)腳跟，那么就要求我們的 C919 客機(jī)在氣動，結(jié)構(gòu)，動力，航電等各方面性能要超越 A320 和 B737，而應(yīng)

28、當(dāng)和 B787 和 A350 有同樣的標(biāo)準(zhǔn)，這樣我們才能避免在以后的市場競爭中被淘汰。目前這兩款新一代的干線客機(jī)的明顯優(yōu)勢就是復(fù)合材料應(yīng) 用的比例要遠(yuǎn)高于其他機(jī)型，結(jié)構(gòu)減重 30%以上，這無疑對飛機(jī)的性能有大幅度的改善。因此我們應(yīng)著力研究復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和分析上，為 C919 的下一代改進(jìn)型提供的參考。大型客機(jī)與小型支線飛機(jī)相比，其機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度要大得多。例如，艙內(nèi)引起的蒙皮內(nèi)的環(huán)向張力與機(jī)身直徑成正比，而這個(gè)機(jī)身蒙皮的主要疲勞載荷之一，因此大型客機(jī)必須采用新材料、新工藝，達(dá)到輕質(zhì)、高效、長、低成本、高可靠性的目標(biāo)。大型客機(jī)大(大)、長(長)、輕(重量輕)、低(成本低)、快(制造快)的要

29、求，對機(jī)身典型結(jié)構(gòu)復(fù)合材料設(shè)計(jì)進(jìn)行分析和研究，得出一些值得借鑒的結(jié)果，將對我國自行研制大飛機(jī)有參考價(jià)值。1.1.2 復(fù)合材料的復(fù)合材料是由兩種或多種不同性質(zhì)的材料用物理和化學(xué)1在宏觀尺度上組成的第一章 緒論具有新性能的材料。對于復(fù)合材料給出的比較全面的定義是：復(fù)合材料是由有機(jī)高分子、 無機(jī)非金屬或金屬等幾類不同的材料通過復(fù)合工藝組合而成的新型材料，它既能保留原組成成分的材料的主要性能，同時(shí)又能獲得原組分所不具備的性能；可以通過材料設(shè)計(jì)使各組分得性能互相補(bǔ)充并彼此關(guān)聯(lián)，從而獲得新的優(yōu)越性能，所以與料混合有很大的區(qū)別。的簡單的材復(fù)合材料按應(yīng)用的性質(zhì)可分為功能復(fù)合材料和結(jié)構(gòu)復(fù)合材料兩大類。功能復(fù)合材

30、料是具有特殊功能的材料，如導(dǎo)電復(fù)合材料、燒蝕材料、摩阻復(fù)合材料等。目前主要研究的是利用復(fù)合材料的各種良好力學(xué)性能用于的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料，它有基體材料和增強(qiáng)材料兩種組分組成。纖維增強(qiáng)復(fù)合材料是使用最多的一種結(jié)構(gòu)復(fù)合材料。基體采用各種樹脂或金屬、非料；增強(qiáng)材料采用各種纖維或顆粒等材料。其中增強(qiáng)材料在復(fù)合材料中起主要作用，提供和強(qiáng)度，基本其性能。它具有高的比強(qiáng)度和比，材料具有可設(shè)計(jì)性，且工藝簡單，成本較低。纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的纖維種類主要有纖維、碳纖維、硼纖維、碳化硅纖維、氧化鋁纖維和芳綸纖維等?；w材料起配合作用，它支持和固定纖維材料，傳遞纖維間的載荷，保護(hù)纖維，防止磨損或腐蝕，復(fù)合材料的某些性能?；w

31、主要有樹脂基、陶瓷基和碳基等。1.1.3 復(fù)合材料的優(yōu)缺點(diǎn)1.復(fù)合材料的優(yōu)點(diǎn)1)比模量大、比強(qiáng)度大纖維增強(qiáng)是由高強(qiáng)度、脆性、低密度的纖維材料與低密度的韌性較基體所組成。復(fù)合材料具有比料高的比強(qiáng)度和比模量。如鋁的比模量是高模量碳環(huán)氧的173，比強(qiáng)度是高模量碳環(huán)氧的I4左右 1 。2)復(fù)合材料具有可設(shè)計(jì)性纖維增強(qiáng)復(fù)合材料是由兩種不同強(qiáng)度和模量的材料組成的，而且又是每一鋪層方向 可隨意改變的層合結(jié)構(gòu)材料。它的這種多層次性為復(fù)合材料及其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來極大的靈活性。所以，可以改變組分材料的種類、含量，以及鋪層鋪疊順序，在一定范圍內(nèi)滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中對材料強(qiáng)度、彈性的要求。復(fù)合材料的力學(xué)、機(jī)械及熱、聲、光、電、

32、防腐、抗老化等物理、化學(xué)性能都可以按制件的使用要求和環(huán)境條件要求，通過組分的2航空航天大學(xué)選擇和匹配、鋪層設(shè)計(jì)及邊界3)抗疲勞斷裂性能好，最大限度的達(dá)到預(yù)期目的。由纖維和基體的復(fù)合材料，具有纖維斷裂、基體開裂、界面脫膠和分層等多種損傷形式，而且多向交錯(cuò)的鋪層能很好地阻止裂紋的擴(kuò)展，使復(fù)合材料構(gòu)件疲勞破壞前，4)都有較為明顯的征兆。破損安全性好復(fù)合材料本身是高度靜不定結(jié)構(gòu)，有著多路傳力路線。5)工藝性好復(fù)合材料的材料設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)同時(shí)進(jìn)行，并且在復(fù)合材料結(jié)部件可以一次成型。型時(shí)各種復(fù)雜的零、2.1)復(fù)合材料缺點(diǎn) 2 纖維復(fù)合材料的彈性模量低鋼的彈性模量比木材大兩倍，但是構(gòu)中，常顯得剛性不足，變形

33、較大。為了構(gòu)，或者利用蜂窩夾心結(jié)構(gòu)增強(qiáng)材料的層間強(qiáng)度低比結(jié)構(gòu)鋼小10倍。因此，在鋼結(jié)這一弊病，可采用薄殼結(jié)構(gòu)和夾層結(jié)。2)情，復(fù)合材料層間的剪切強(qiáng)度和層間的拉伸強(qiáng)度非別低于基體的剪切強(qiáng)度和拉伸強(qiáng)度。因此，在層間應(yīng)力的作用下會很容易發(fā)生分層破壞，從而導(dǎo)致復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的破壞，這是影響復(fù)合材料使用效果的最大的因素。因此在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)， 應(yīng)盡量的減小層間應(yīng)力，或采取某些構(gòu)造措施，以避免層間破壞。屬于脆性材料大多數(shù)的增強(qiáng)纖維是脆性材料，拉伸的時(shí)候斷裂應(yīng)變很小，所以纖維增強(qiáng)復(fù)合材料也是脆性材料，沿著纖維方向是這樣的，橫向方向更是如此，斷裂應(yīng)變要比一3)般的料小很多，可以進(jìn)行優(yōu)化和提高纖維的斷裂應(yīng)變和基體的任

34、性，以提高復(fù)合材料的強(qiáng)度和抗斷裂、抗疲勞及抗沖擊性能。復(fù)合材料性能的分散性大影響復(fù)合材料性能的因素很多，除了纖維和基體的性能外，4)和中的工藝流程和操作過程都會影響到材料的性能，孔隙、裂紋、缺陷、固化工藝、熟練程3第一章 緒論度、生產(chǎn)環(huán)境和溫度等，這些都會引起復(fù)合材料性能較大的變化。再加上目前缺乏完善的檢測，因此質(zhì)量不易。1 . 2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀1.2.1 復(fù)合材料在航空業(yè)內(nèi)應(yīng)用現(xiàn)狀20 世紀(jì) 40 年代初，由于航空工業(yè)和其他工業(yè)的需要，在設(shè)計(jì)高性能復(fù)合材飛機(jī)雷達(dá)天線料方面有很大的進(jìn)展。鋼最早于 1942 年在生產(chǎn)和應(yīng)用于罩，它必須承受飛行時(shí)的空氣動力載荷，耐氣候變化，在使用溫度范圍內(nèi)制品穩(wěn)

35、定，同時(shí)能夠透過雷達(dá)波。鋁可滿足強(qiáng)度要求，但不能透過雷達(dá)波，陶瓷材料則相反，而纖維復(fù)合材料兩方面能滿足要求，因此在飛機(jī)方面得到應(yīng)用。后來由于玻璃鋼彈性模量不夠，美、英等航空發(fā)達(dá)復(fù)合材料，并得到了廣泛的應(yīng)用。先后研制了碳纖維、硼纖維等其他增強(qiáng)的長期以來，從安全性和性方面考慮，國內(nèi)外對復(fù)合材料在大型飛機(jī)上的應(yīng)用始終保持著謹(jǐn)慎而積極的態(tài)度，大型民機(jī)復(fù)合材料的用量一直低于同時(shí)期戰(zhàn)斗機(jī)的水平。近年來，隨著復(fù)合材料的設(shè)計(jì)和技術(shù)的進(jìn)步，復(fù)合材料在大型民機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用也取得了巨大的進(jìn)展，其中以波音和空客兩大飛機(jī)和 B787 最具代表性 3 。商推出的新機(jī)型 A380(1) A380 是空中客車最新推出的超大型

36、客機(jī)，其復(fù)合材料的用量高達(dá) 25，是全球率先將復(fù)合材料用千翼盒的大型民用客機(jī)。該翼盒重量為 8.8t，使用復(fù)合材料53t，較其他材料減重 15t。A380 的全復(fù)合材料水平尾翼的面積相當(dāng)于 A 310 的機(jī)翼，垂直尾翼的面積則相當(dāng)于 A320 的機(jī)翼。此外，A380 的機(jī)身壁板還大規(guī)模采用了Glare 層板，即復(fù)合材料和鋁合金板交替鋪放的一種板材。采用這種結(jié)構(gòu)有利于機(jī)身承受內(nèi)和彎曲所導(dǎo)致的拉伸應(yīng)力，并比傳統(tǒng)金屬結(jié)構(gòu)減重 25。同時(shí)由于這種結(jié)構(gòu)與鋁合金的性的改動。、裝配及維修方式類似，無需對結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案或生產(chǎn)維修方式做根本4航空航天大學(xué)圖 1A 380 復(fù)合材料應(yīng)用情況(2) B787夢想 客機(jī)

37、是波音公司已經(jīng)投入運(yùn)營干線客機(jī)，某航空公司購買了數(shù)架。其復(fù)合材料的用量達(dá)到全機(jī)結(jié)構(gòu)重量的 50以上。由于復(fù)合材料的密度小，這意味著全機(jī)的主(機(jī)翼、整體機(jī)身、垂尾、平尾、地板梁、整流罩、艙門等)都要采用復(fù)合材料只有機(jī)翼前緣和發(fā)動機(jī)吊艙分別使用鋁合金和鈦合金，各種材料具體應(yīng)用部位和比例見下圖。這是全球率先采用復(fù)合材料機(jī)翼和機(jī)身結(jié)構(gòu)的大型機(jī)，其復(fù)合材料的應(yīng)用水平遠(yuǎn)超 B777 和 A380，達(dá)到了世界之冠 4 ?？蛨D 2B 787 復(fù)合材料應(yīng)用現(xiàn)狀我國復(fù)合材料的應(yīng)用水平與國外相當(dāng)大的差距，而且這種差距還在不斷擴(kuò)大。我國飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料仍以常規(guī)的鋁合金和鋼材為主，僅有少數(shù)型號應(yīng)用了先進(jìn)復(fù)合材料；即使已經(jīng)應(yīng)

38、用的型號，也僅僅局限于少數(shù)部件，例如，擾流板，方向舵等受力不是很大的部件。復(fù)合材料的比例很低，同時(shí)由于國內(nèi)的技術(shù)和工藝水平較低，所用的復(fù)合材料性能也較低。由此可見，在國外已經(jīng)在大型客機(jī)上大量采用高性能復(fù)合材料的，我國大型飛機(jī)復(fù)合材料的應(yīng)用才剛剛起步。Y 7, Y 8 系列均為在前蘇聯(lián)飛機(jī)基礎(chǔ)上測繪研制。Y 10 飛機(jī)由于歷史，起點(diǎn)低，性能落后于國外 50 年代后期設(shè)計(jì)的波音 707，因而沒有市場，未走完研制全過程。目5第一章 緒論前正在試飛的 ARJ21 飛機(jī)，機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、材料和工藝水平基本上只能與國外 70 年代的支線飛機(jī)水平相當(dāng)，下一代飛機(jī)的設(shè)計(jì)目標(biāo)是比現(xiàn)在的飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量減小 30%，成

39、本降低 40%。目前正在研制的大型飛機(jī) C919 也是部分采用了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，正在而且都是在次結(jié)構(gòu)上面。A320neo 新一代客機(jī)，性能大幅度提高，C919 要想和波音、空客競爭，必須在結(jié)構(gòu)減重上有性的進(jìn)展，這一任務(wù)必然會推動技術(shù)的進(jìn)步，可以預(yù)期結(jié)構(gòu)材料將會由鋁合金為主變?yōu)樘祭w維增強(qiáng)復(fù)合材料為主。由此可見，目前復(fù)合材料在大型飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用趨勢是：應(yīng)用量日益增多，應(yīng)用部位由次體化、設(shè)計(jì)構(gòu)件擴(kuò)大到主發(fā)展。構(gòu)件，整體、復(fù)雜曲面結(jié)構(gòu)的應(yīng)用增大，結(jié)構(gòu)向整1.2.2 飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)現(xiàn)狀國外大型客機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有以下的發(fā)展趨勢和特點(diǎn):1)飛機(jī)的使用大幅度提高由于采用先進(jìn)的設(shè)計(jì)和分析，以及新材料、新工藝的

40、大量應(yīng)用，大型客機(jī)的使用得到了大幅度的提高。復(fù)合材料的耐久性使波音 787 的外場維護(hù)間隔時(shí)間達(dá)到 1000 小時(shí)，而波音 767 和 A330 分別只有 500 小時(shí)和 700 小時(shí)。同樣，787 的 D 檢時(shí)間也從波音 767 和 A330 的服役后 6 年推12 年。二十世紀(jì)六十年代中期的波音737 飛機(jī)使用為 60, 000 飛行小時(shí)，二十日歷年;而最近發(fā)展的波音 777、波音 787、A350、A380 等機(jī)種都要求使用2)不斷提高的舒適性要求90，000 飛行小時(shí)，三十日歷年。新型客機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)越來越關(guān)注乘坐舒適性。波音 787 客機(jī)不僅復(fù)合材料結(jié)構(gòu)重量百分比遠(yuǎn)超過 A380，

41、大大提高了結(jié)構(gòu)效率，而且人性化設(shè)計(jì)的全復(fù)合材料機(jī)身，使乘坐舒適性和便利性得到顯著，從而帶來可觀的效益。具體講：波音 787加大了機(jī)身窗口達(dá)到 483 mm x 279 mm，使乘客有更大視野。客機(jī)把巡航時(shí)座艙的壓力從客機(jī)的相當(dāng)于海拔 2400 m 高度的提高到有利于乘客健康的相當(dāng)于海拔 1800m 高度的，從而使機(jī)身座艙結(jié)構(gòu)承受的壓差增大。由此引起的設(shè)計(jì)增重，復(fù)合材料機(jī)身為 70 kg，而鋁合身則要 1 000 kg，充分體現(xiàn)了復(fù)合材料性能的可設(shè)計(jì)性和優(yōu)異的疲勞性能帶來的效益。再有，復(fù)合材料不易腐蝕，設(shè)計(jì)增加客艙6航空航天大學(xué)濕度，從而解決了鋁合金易腐蝕、客艙濕度不能提高的難題。3)復(fù)合材料逐

42、漸成為主材料下一代飛機(jī)的設(shè)計(jì)目標(biāo)是比現(xiàn)在的飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量減小 30%，成本降低 40%。這一目標(biāo)必然會推動技術(shù)的進(jìn)步，可以預(yù)期結(jié)構(gòu)材料將會由鋁合金為主變?yōu)樘祭w維增強(qiáng)復(fù)合材料為主。表格1新一代客機(jī)復(fù)合材料應(yīng)用比例機(jī)型復(fù)合材料%鋁合金%鈦合金%合金鋼%其他材料%CFRP 22GLARE 3CFRP 45CFPR 552A3806110104B7872015105A3502014774)維良要求高維可以提高飛機(jī)的出勤率，降低全期的使用、維修費(fèi)用，并將飛機(jī)的安全風(fēng)險(xiǎn)降到最低程度。因此，維要求高是大型客機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的一個(gè)趨勢。波音 777 飛機(jī)在盥洗室、廚房等腐蝕環(huán)境惡劣的部位，采用了鈦合金的座椅滑軌，雖

43、然采用這種高密度材料要付出一點(diǎn)增加重量的代價(jià)，但是卻使得到提高，因此得到了民航用戶的認(rèn)可。波音 787 的維修費(fèi)用比目前運(yùn)營中的同級飛機(jī)(如波音 777)的低 32%。1.2.3 復(fù)合材料的開口補(bǔ)究現(xiàn)狀目前國內(nèi)外學(xué)者對帶孔復(fù)合材料層合板破壞分析做了不少研究與探索。在“九五”期間，等采用了逐漸損傷及有數(shù)值分析，編制相關(guān)很了層合板的損單釘和多釘連接傷過程、破壞模式和破壞載荷。接頭的破壞模式和破壞載荷，等采用Yamada-Sun破壞準(zhǔn)則結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較吻合。國內(nèi)外對復(fù)合材料開口補(bǔ)強(qiáng)進(jìn)行了理論和實(shí)驗(yàn)研究,也取得了階段性的成果。目前， 補(bǔ)強(qiáng)的方式主要有對稱補(bǔ)強(qiáng)、非對稱補(bǔ)強(qiáng)、插層補(bǔ)強(qiáng)以及翻邊補(bǔ)強(qiáng)等。O

44、Neill 5 考慮到 工藝上的方便，采用了在層板一側(cè)補(bǔ)強(qiáng)，但發(fā)現(xiàn)強(qiáng)度只提高5%-12%。Pickett研究了順序鋪層的對稱補(bǔ)強(qiáng)問題 6 ，強(qiáng)度提高了29%-40%?？荛L河等對于大開口復(fù)合材料層合板不7第一章 緒論同補(bǔ)強(qiáng)形式進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和計(jì)算研究 7 ，有計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，得出的結(jié)論是插層補(bǔ)大。于面外補(bǔ)強(qiáng)，對稱補(bǔ)于非對稱補(bǔ)強(qiáng)，非對稱補(bǔ)強(qiáng)主要是由于偏彎影響較等開口的碳纖維復(fù)合材料層板的插層鋪設(shè)非對稱補(bǔ)強(qiáng)進(jìn)行了應(yīng)力集中、應(yīng)變分布、層間應(yīng)力、損傷和強(qiáng)度特性的實(shí)驗(yàn)研究和理論分析，結(jié)果表明，采用插層鋪設(shè)非對稱補(bǔ)強(qiáng)方式與順序鋪設(shè)補(bǔ)強(qiáng)方式相比，具有明顯優(yōu)異的補(bǔ)強(qiáng)效率。等對壓縮載荷作用下復(fù)合材料層合板開口

45、翻邊補(bǔ)強(qiáng)試驗(yàn)及數(shù)值模擬進(jìn)行了研究，分析損傷和破壞的部位，并建立補(bǔ)強(qiáng)后的層合板有模型，分別用非線性分析和線性分析兩種對應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)、失效強(qiáng)度、損傷擴(kuò)展進(jìn)行模擬，并通過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對數(shù)值結(jié)果進(jìn)行考核，發(fā)現(xiàn)非線性分析較線性分析能更好地與翻邊補(bǔ)強(qiáng)試驗(yàn)結(jié)果相吻合。1 . 3 本的主要研究內(nèi)容本文主要利用等效設(shè)計(jì)研究了利用碳纖維復(fù)合材料層合板替換原鋁合金金屬板的過程和相關(guān)過程的推導(dǎo)，并對機(jī)身蒙皮開口處應(yīng)力應(yīng)變情況進(jìn)行了分析，并提出補(bǔ)強(qiáng)的方案，具體的研究內(nèi)容如下：1.機(jī)身的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及工藝要求，機(jī)身的結(jié)構(gòu)型式選擇，機(jī)身載荷工況分析以及機(jī)身蒙皮的開口形式。2.復(fù)合材料層合板單層板和強(qiáng)度理論，層合板失效準(zhǔn)則，

46、以及復(fù)合材料鋪層設(shè)計(jì)3.利用等效設(shè)計(jì)法，等效原1.5mm厚鋁合金蒙度的復(fù)合材料層合板的各鋪層厚度，鋪層角度取工程上最常用的/4 層合板，即鋪層角度為0°，45°，90°。4.優(yōu)化復(fù)合材料層合板的鋪層順序，基于各鋪層厚度不變的前提下，根據(jù)復(fù)合材料鋪層設(shè)計(jì)的原則，在不同鋪層順序情，計(jì)算各層合板的固有頻率和模態(tài)，比較振形和節(jié)線位置，選取與原鋁合金蒙皮振形和節(jié)線最相近的一個(gè)，確定為最后的鋪層 順序。校核此復(fù)合材料層合板的鋪層設(shè)計(jì)和厚度在氣密載荷下的強(qiáng)度情況并與金屬蒙皮進(jìn)5.行強(qiáng)度計(jì)算對比。進(jìn)一步校核此層合板在剪力載荷公進(jìn)行對比的性，并和金屬蒙皮6.對比分析四邊鋁合金板開口

47、和層合板開口在均布載荷下的開口周圍應(yīng)力應(yīng)8航空航天大學(xué)變和總體變形情況，并進(jìn)一步分析金屬機(jī)身蒙皮和復(fù)合材料層合板蒙皮的開口應(yīng)力，應(yīng)變情況，得出相應(yīng)的結(jié)論。7.對復(fù)合材料層合板機(jī)身蒙皮開口受均布下的應(yīng)力應(yīng)變以及變形情況，研究了機(jī)身蒙皮舷窗開口補(bǔ)計(jì)和優(yōu)化方案。9第二章 機(jī)身典型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)第二章機(jī)身典型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)2 . 1 機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求2.1.1 機(jī)身的功用機(jī)身是飛機(jī)的一個(gè)重要部件，它的主要功用為：(1)安置空勤組、旅客、裝載燃油、和貨物等(2)把機(jī)翼、尾翼、起落架及發(fā)動機(jī)連接在一起，形成一架完整的飛機(jī)。這些部件通過固 定在機(jī)身上的接頭，把作用在各部件上的載荷都傳到機(jī)身上，和機(jī)身上的其他載荷一起達(dá)到

48、全機(jī)受力平衡，因此可以說機(jī)身是整架飛機(jī)的受力基礎(chǔ)。2.1.2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)汁的要求都適用于機(jī)身結(jié)構(gòu)，只是機(jī)身的功用與機(jī)翼、尾冀有所不 同而有不同的側(cè)重點(diǎn)。(1)如前所述，機(jī)身結(jié)構(gòu)必須滿足各種裝載根據(jù)本身的特殊需要提出的眾多的使用要求，并應(yīng)與機(jī)冀、相連接部件的主要受力構(gòu)件的布置、連接點(diǎn)位置進(jìn)行總體協(xié)調(diào)，這與減輕飛機(jī)總重量有關(guān)。(2)在保證機(jī)身結(jié)構(gòu)完整性的前提下，結(jié)構(gòu)重量盡可能小。完整性強(qiáng)度、損傷容限等各項(xiàng)要求，強(qiáng)度是最基本的要求；機(jī)身的總體則將影響尾翼的顫撮特性和尾翼效率。對于氣密座艙、重要的連接接頭以及大、中開口附近等處的結(jié)構(gòu)均應(yīng)考慮損傷容計(jì)要求(3)機(jī)身應(yīng)有足夠的開敞性以便于維修。

49、開敞性直接影響飛機(jī)的維，而維怪性的好壞與飛機(jī)利用率、保障性與運(yùn)營成本等均有關(guān)。相對于機(jī)翼、尾翼，由于機(jī)身內(nèi)裝載多，本身結(jié)構(gòu)復(fù)雜，因而這一要求對機(jī)身結(jié)構(gòu)更為突出。(4)有良工藝性，生產(chǎn)成本要低。(5)機(jī)身基本不產(chǎn)生升力，所以機(jī)身氣動力要求主要是阻力小。為此機(jī)身做成細(xì)長的流線體，并希望外形光滑，突出物盡量少等應(yīng)該指出，根據(jù)機(jī)身的功用，在上述各項(xiàng)要求中首先要考慮使用要求。比如為了滿足駕駛員的視界要求，座艙盞常凸出于機(jī)身外10航空航天大學(xué)形，引起阻力增大，但為了滿足使用要求，只好在氣動要求上作出讓步。又如機(jī)身上的各種大、小開口結(jié)構(gòu)的完整和連續(xù)，必要的補(bǔ)強(qiáng)又必定會增加重量，但為了滿足使用或維修要求，不得

50、不在重量上作出某些犧牲這些相互的要求在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中經(jīng)常遇到，這就須要分析，抓住主要，權(quán)衡處理，使設(shè)計(jì)較為合理。2 . 2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求2.2.1 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的原則，需要滿足結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和的基本原則，其目的是為了滿足結(jié)構(gòu)的使用要求。所以無論是金屬結(jié)構(gòu)還是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)它們的強(qiáng)度、設(shè)什的總原則是相同的，但由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的材料特性和結(jié)構(gòu)特性與金屬結(jié)構(gòu)有很大差別，所以復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在滿足強(qiáng)度、的原則上顯有別于金屬結(jié)構(gòu)。（1）復(fù)合材料結(jié)構(gòu)采用按使用載荷設(shè)計(jì)、按設(shè)計(jì)載荷校核的。使用載荷是指正常使用中可能出現(xiàn)的最大載荷，在該載荷下結(jié)構(gòu)不應(yīng)產(chǎn)生殘余變形。 設(shè)計(jì)載荷是指設(shè)計(jì)中用來進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算的自愛和，在該載荷下結(jié)構(gòu)開始或接近破壞。 金屬結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是按設(shè)計(jì)載荷進(jìn)行設(shè)計(jì)的，也是按設(shè)計(jì)載荷進(jìn)行強(qiáng)度校核的。設(shè)計(jì)載荷與使用載荷的比值即為安全系數(shù) 8 。（2）按使用載荷設(shè)計(jì)時(shí)，采用使用載荷所對應(yīng)的值稱為使用值；按設(shè)計(jì)載荷校核時(shí)，采用設(shè)計(jì)載荷所對應(yīng)的值，稱為設(shè)計(jì)值。值在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用，對于給定的材料體系，它們的使用值。設(shè)計(jì)許應(yīng)變乘以彈用值已由試驗(yàn)分析得出。應(yīng)力的使用值和設(shè)計(jì)值可由對應(yīng)的性常數(shù)求得。與值配合使用的彈性常效，是以單向單