基本介紹
- 中文名：全複合材料飛機
- 外文名：All composite aircraft
發展歷史,設計原則,提高結構效率,正常荷傳遞,良好的工藝性,優點,採用複合材料原因,
發展歷史
複合材料在飛機上的運用早在第二次世界大戰時就開始了，當時的飛機雷達罩就是用玻璃纖維強化塑膠（Fiberglass-Reinforced Plastic）製造的，但這只是普通的複合材料。複合材料發展到今天，先進複合材料已成為主流，這種材料主要是由碳纖維（石墨纖維）、硼纖維、陶瓷（ceramic）纖維等，與環氧樹脂（epoxy）、聚珗亞胺樹脂（polyimide）等基體所組成的複合材料。
先進複合材料的發展，始於20世紀60年代對纖維絲（filament）及積層板（lamina）的研究，當時美國對複合材料的結構零件的設計與製造也不遺餘力大力開發，這些努力的成果就是首次套用在F-14生產型水平尾翼上的硼纖維/環氧樹脂複合材料蒙皮，皮與金屬件相比，重量減輕18%。此時複合材料的套用只是作為金屬的代用品，用在不承受主要負載的次要結構處，這樣既能擁有複合材料的輕重量優點，也比較能得到航空工業界低風險要求的認同。因此在隨後幾年中，C-5前緣縫翼（slat）、F-4的方向舵、F-5的襟翼、F-111的擾流板（spoiler）、F-15的減速板、B-1的武器艙門、C-17的副翼、F-16的起落架艙門……等，紛紛使用先進複合材料來減輕結構重量。當時航空工業界仍在摸索複合材料的特性，因此這些零件都不是主結構，以避免在大負載下影響飛行安全。
1958年，美國俄亥俄州克里夫蘭市（Cleveland）的帕馬技術中心（Parma Technical Center），物理學家貝肯（Roger Bacon）發現了高性能碳纖維。在之後幾年裡，中心的科學家就開發出一套製造方法，把人造絲（rayon）經由熱拉伸（hot-stretching）方式，讓碳纖維分子對齊而增加纖維的勁度（stiffness），製造出高模數（high-modulus）的碳纖維。
20世紀60年代中期，日本和英國的研究人員相繼開發出不需熱拉伸，而是經由氧化（oxidize）再碳化（carbonize）聚丙烯晴（Polyacrylonitrile，PAN）纖維，就可制出高強度（high-strength）、高模數的碳纖維。20世紀70至80年代中期，由於碳纖維/環氧樹脂在性能和價格上都比硼纖維/環氧樹脂優異，所以成為最受歡迎的複合材料原料，被用於F-15、B-1、F-16的生產型結構件上。1978年，碳纖維複合材料開始用於製造戰鬥機主結構，如F-18和AV-8B的翼盒（wing box），和金屬件比較，這兩種翼盒各減輕了11%和17%的重量。
這個時期複合材料在飛機結構上的套用取得了長足的發展，格魯曼（Grumman）X-29前掠翼驗證機、比例複合材料公司（Scaled Composites）不需空中加油就能環球飛行的“航行家”（Voyager）、貝爾-波音V-22“魚鷹”（Osprey）傾轉旋翼機由於特殊的要求，也只有複合材料才能適用。X-29的機翼蒙皮是由單向性（unidirectional）複合材料預浸布（pre-impregnated）沿不同方向一層層貼上而成，讓機翼結構具有各向異性（anisotropic）特性，以滿足氣動發散（divergence）和顫震（flutter）的需求。“航行家”使用了碳纖維蜂窩夾芯結構，在輕重量下提供足夠的強度與勁度，讓飛機起飛時所攜帶的燃油足足達到結構重量的十倍以上。“魚鷹”的結構重量中複合材料占了42%，其複合材料軛架（yoke）是連線槳葉和旋轉樞軸（rotor hub）的關鍵零件，承受槳葉的離心力和升力、傳送發動機的扭力到槳葉、允許槳葉的揮舞（flapping）、調整槳葉的傾角（pitch）。這幾種飛機都極端依賴複合材料的優異特性，來滿足其設計要求。
20世紀90年代，先進複合材料的發展重點是在維持結構性能不變的條件下，降低製造成本。以前的複合材料設計及製造，都只是把複合材料當成金屬的替代品。製造出來的零組件仍用固定件（fastener）相互接合，大幅抵銷了複合材料輕重量的優點，組裝複合材料零件耗費人力較多，也推高了整體成本，因此這個時期的發展重心在於把複合材料的製造及組裝成本，降低到低於金屬零件的程度。
20世紀90年代初，美國空軍研究實驗室（Air Force Research Laboratory）了解到與傳統金屬材料比較，先進複合材料雖然具有大幅減輕飛機結構重量的潛力，但航空工業界卻不願使用，僅少量套用於新研製的飛機中。例如在F-22項目初期，預定複合材料使用量會占全機重量的一半，但最後實際使用量只占全機重量的四分之一。雖然美國當時一些其它的戰鬥機如F-15、F-16、F-18都已有少量使用複合材料的先例，但F-22在考慮複合材料結構的製造成本後，還是降低了原定的使用量。為了消除航空工業界對先進複合材料成本高昂的顧慮，美國空軍研究實驗室啟動了複合材料可負擔性倡議（Composites Affordability Initiative-CAI）。
設計原則
複合材料結構設計沿用了金屬結構設計的一般原則，如受力構件布置採用最短傳力路線的一些基本原則，又如細節設計中要避免受載偏心，儘量避免開口，開口時注意其形狀等一些原則，但由於複合材料是一種多相的材料體系，複合材料結構設計是材料設計與結構設計同時進行的，因此在設計具體內容上有許多不同於金屬結構設計的特點，要得到合理的結構方案，應對其著重考慮。
提高結構效率
提高結構效率的途徑主要有以下幾個。
①最佳化鋪層設計。充分利用複合材料性能可設計性的特點，揚長避短，發揮沿纖維方向的優良性能優勢，避免使用弱的橫向性能和剪下性能。
②考慮複合材料對缺口、裂紋、分層等缺陷敏感的特點，合理選擇層壓板的組成和構形。要注意對某些敏感區的局部鋪層設計，如對連線區、局部衝擊、應力集中點、開口附近等處的鋪層一般應進行局部調整和加強；在結構尺寸和結構外形突變區要設計鋪層過渡；採取相應措施解決層壓複合材料的某些區域易產生分層，從而可能引發的結構承載能力下降或失效的問題。
③提高結構整體性。複合材料具有可整體化成形製造大型複雜製件的優點。設計中應在不增加工裝複雜程度的情況下儘量減少零件數量，設計成整體件，如大塊機翼整體壁板。這樣可不用緊固件或減少緊固件的數量，減輕結構重量，提高結構效率，並可減少鑽孔、裝配和由孔引起的應力集中問題以及降低製造成本
正常荷傳遞
複合材料構件與金屬構件不同，除具有一定的形狀外，還可以具有不同的層壓板構型。要使各構件之間（如蒙皮和桁條、冀肋、翼梁之間）和各構件的各個部分之間（如梁的緣條和腹板之間）的承載路徑儘量連續。連線的形式和方法府與傳遞載荷的性質（拉壓、剪下等）和方向相適應，儘量避免偏心和切口效應。同一構件需拼接時，其纖維取向也應連續。
良好的工藝性
設計必須保證能製作出高質量和低成本的結構，儘量避免成形和裝配時可能出現的各種缺陷。包括以下各點：
①避免鋪層設計不合理帶來的工藝性問題。如鋪層、裝配不對稱或同一鋪向角的鋪層數過多集中可能會使構件在固化過程中引起彎一拉一扭耦合而產生翹曲變形、樹脂裂紋，甚至分層。合理地確定構件的某些結構要素，如構件拐角處的圓角半徑過小可能引起纖維斷裂，還可能出現富脂或纖維架橋等缺陷。
②由於樹脂基體較脆，所以複合材料結構不能用錘鉚的方法裝配，不允許敲打和銼修，因此設計時要考慮工藝補償措施。例如，可在碳纖維複合材料構件外表面貼以玻璃布輔助鋪層，通過對該輔助層的加工來控制公差要求。
③便於維修。與金屬結構一樣應使結構具有通暢性和可達性。同時對複合材料所允許的缺陷/損傷的類型和水平，適用於複合材料的無損檢測技術以及修理材料、修理方法等，都需要建立相應的標準和規範。
④合理的連線設計。影響複合材料結構和連線強度的因素比金屬結構要複雜得多，因此複合材料結構的連線設計與金屬結構有不同的內容和特點，必須予以足夠的重視。
⑤主結構、關鍵部位的設計要求。對於主結構及關鍵部位、細節應考慮損傷容限能力，並按要求進行耐久性損傷容限設計、分析和驗證。
⑥要考慮結構與環境的相容性，包括濕熱老化對性能的影響，同時對腐蝕、雷電、靜電等要進行防護設計。
優點
1、比強度和比模量高
材料的強度除以密度稱為比強度；材料的剛度除以密度稱為比剛度。這兩個參量是衡量材料承載能力的重要指標。比強度和比剛度較高說明材料質量輕，而強度和剛度大。玻璃鋼的比強度可達鋼材的4倍；碳纖維增強環氧樹脂複合材料的比強度可達鈦的4.9倍，比模量可達鋁的5.7倍多。這是結構設計，特別是航空航天結構設計對材料的重要要求。現代飛機、飛彈和衛星等機體結構正逐漸擴大使用纖維增強複合材料的比例。如A340飛機的尾翼、起落架、艙門、機翼與機艙過渡段外緣、駕駛艙窗框等均為樹脂基複合材料，占整架飛機結構件質量的15%。
2、抗疲勞性能好
疲勞破壞是材料在交變載荷作用下，由於微觀裂紋的形成和擴展而造成的低應力破壞。金屬材料的疲勞破壞是由里向外突然發展的，往往事先無徵兆；複合材料的疲勞斷裂是從基體開始，逐漸擴展到纖維和基體的界面上，沒有突發性的變化。因此，複合材料在破壞前有預兆，可以檢查和補救。纖維複合材料還具有較好的抗聲振疲勞性能。用複合材料製成的直升機旋翼，其疲勞壽命比用金屬的長數倍。一般金屬的疲勞強度為抗拉強度的40 %～50%，而某些複合材料可高達70 %～80%。
3、減振性能良好
纖維複合材料的纖維和基體界面的阻尼較大，因此具有較好的減振性能。用同形狀和同大小的兩種梁分別做振動試驗，碳纖維複合材料梁的振動衰減時間(2.5 s)比輕金屬梁的振動衰減時間(9s)要短得多。
4、過載安全性好
在纖維增強複合材料的基體中有成千上萬根獨立的纖維。當用這種材料製成的構件超載，並有少量纖維斷裂時，載荷會迅速重新分配並傳遞到未破壞的纖維上，因此整個構件不至於在短時間內喪失承載能力。
5、耐熱性能好
在高溫下，用碳或硼纖維增強的金屬，其強度和剛度都比原金屬的強度和剛度高很多。普通鋁合金在400℃時，彈性模量大幅度下降，強度也下降；而在同一溫度下，用碳纖維或硼纖維增強的鋁合金的強度和彈性模量基本不變。複合材料的熱導率一般都小，因而它的瞬時耐超高溫性能比較好。
採用複合材料原因
高性能飛行器要求結構質量輕，從而可以降低燃料消耗，延長留空時間，飛得更高更快或具有更好的機動性；也可以安裝更多的設備，提高飛行器的綜合性能。減輕結構的質量可大大降低飛機的使用成本，取得明顯的經濟效益。西方國家在很短的時間內就實現了從非受力件和次受力件到主受力件套用的過渡，無論是用量還是技術覆蓋面都有了很大的發展。
複合材料是輕質高性能材料，但是，複合材料構件由原材料、製造、檢測、維護和修理等構成的全壽命周期費用十分昂貴。因此，複合材料結構首先套用於航空航天飛行器、高速列車、賽車、賽艇等高成本投入、高性能要求的結構上。
迄今為止，飛機上採用複合材料結構的主要目的是減輕機體結構質量和改善氣動彈性及隱身性能等，因其突出的效益，有時寧可犧牲結構製造成本和某些技術保障性（如檢測性、修復性等）也要採用複合材料結構。複合材料在飛機結構上的套用隨著技術發展而不斷擴大。
