机翼结构用复合材料的力学性能要求

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1、机翼结构用复合材料的力学性能要求材料的进展是结构发展的基础，但新材料的性能指标则取决于结构设计的需求，复合材料从 第一代到第二代的发展就经历了这样的过程。当复合材料在以刚度控制为主的尾翼构件中应 用时，在确定第一代复合材料体系（以T300为代表的碳纤维和以5208与913C为代表的 树脂体系）的性能指标时，波音公司的要求起了决定性作用。20世纪70年代末开始探索将 复合材料用于强度控制为主的机翼结构（特别是民机机翼结构）时，飞机设计师大多认为， 只有将压缩设计许用值提高到6000匪才有可能满足减重和成本的要求，正是它们的需求提 出了研制第二代复合材料体系（以 T800、IMS 为代表的中模高强

2、碳纤维和以 3900、8552 和M21为代表的韧性树脂体系）的要求。但这样的复合材料体系并未实现6000匪压缩设 计许用值来实现减重目标，国外复合材料机翼结构降低成本的目标是通过采用自动化制造工 艺、采用共固化与共胶接等先进工艺来实现整体化结构设计，以及利用复合材料结构优异的 抗疲劳与抗腐蚀性能降低维护费用等途径实现的，因此目前国外的第二代复合材料体系是否 是机翼结构的最佳材料值得探讨。本文试图从机翼结构的结构完整性要求和复合材料抗冲击 性能与压缩设计许用值的关系出发，探讨适用于机翼结构的复合材料力学性能要求，以及对 碳纤维和树脂性能的相应要求。复合材料机翼结构完整性要求分析飞机结构完整性要

3、求的定义是：“影响飞机安全使用和成本费用的机体结构件的结构强度、 刚度、损伤容限、耐久性和功能的总称。 ”1由于复合材料结构通常具有优异的抗疲劳和抗 腐蚀性能，耐久性一般不是设计考虑的主要因素，因此约束设计的主要因素是强度、刚度和 损伤容限要求，其中刚度要求除了动特性外主要是稳定性问题。复合材料民机机翼结构，特 别是上蒙皮结构通常采用的强度设计准则包括：（1）强度/稳定性要求。所有的结构部件要满足100%设计极限载荷（DUL）；低于115%DUL 时不出现总体屈曲；低于100%DUL时不出现局部的壁板屈曲。（2）损伤容限要求。蒙皮壁板含目视勉强可见冲击损伤（BVID）时，蒙皮壁板应能承受 10

4、0%DUL；内部骨架和桁条含有最大不超过27J的冲击损伤时，应能承受100%设计限制 载荷（DLL）；蒙皮壁板含目视可见冲击损伤（VID）时，应能承受100%DLL；蒙皮壁板 含有像主发动机破坏后可能遇到的离散源损伤或切断一根桁条及其相邻的蒙皮跨时，蒙皮壁 板应能承受 70%的 DLL。3）维修性要求。要求部件上任意部位可检损伤能够用螺接补片修理，修理后要求结构在剩余的寿命期间能承受100%DUL。根据这样的设计准则，控制机翼蒙皮部位的设计约束主要是稳定性要求（结构厚度小于4mm 时）和损伤容限要求（结构厚度约37mm时），较厚蒙皮结构的设计约束是维修性要求（结构厚度大于6mm时），此外机械连

5、接部位的设计约束是静强度要求，因此机翼结构的 减重主要取决于稳定性和损伤容限要求，对第二代复合材料体系的性能要求也主要围绕这2 个方面来考虑。对稳定性要求，目标是提高蒙皮壁板的初始屈曲载荷，而从材料性能角度， 最简单的方法是提高复合材料体系的模量，因此国外飞机机翼上的蒙皮一般采用模量约 300GPa的碳纤维（如IM系列或T800等）。对损伤容限要求，目标是提高压缩设计许用 值，而从材料性能角度是提高复合材料体系的抗冲击性能。图1 为结构蒙皮厚度与压缩设 计许用值关键因素的关系。76ii椅足性要求L堆修性要求誉皮号度/mm图】皱皮库度与压缩诰讨许用值关谣囲索的关系结构压缩设计许用值和复合材料体系

6、的抗冲击性能1 CAI 的由来和演变 从 20 世纪 70 年代后期开始，各飞机公司都在探索将复合材料用于民机机翼结构的可能性， 鉴于当时的技术水平，为了满足经济性的要求，必须要有较大的减重，并指出只有将压缩设 计许用值由4000匪提高到6000匪后才是可行的。研究表明提高压缩设计许用值的最大障 碍是冲击后压缩强度过低，并认为这是由于树脂缺乏韧性所致，因此在其后20多年里，根 据飞机公司的这一认识，材料研制商一直都在致力于提高树脂的韧性。为了评定树脂的韧性，NASA于1982年制订了若干试验标准2-3，其中最重要的是冲击后 压缩试验方法，这种方法规定了试样的铺层、尺寸和试验方法。后来将对6mm

7、的试样，用 直径为12.7mm的冲击头进行27J能量冲击后得到的压缩强度被习惯地称为CAI，标准中 还规定CAI大于200MPa的树脂可称为韧性树脂。由于这种方法使用的试样比较大，而且 制造比较复杂，波音公司制订了另一种试验方法，使用较小的试样和较简单的试验方法，并 使用了 2种冲击能量：一种是等同于NASA方法的4.5J/mm；另一种是考虑到27J是常见 的冲击能量，针对较薄的试样厚度（4mm），为6.7J/mm,冲击头直径改为16mm；随后 将此方法推广为SACMA行业标准4，但仅保留6.7J/mm 一种能量，所得到的压缩强度习 惯上也被称为CAI。由于当时复合材料结构损伤容限对冲击损伤没

8、有明确的要求，也没有提 出目视勉强可见冲击损伤（大于1.0mm深凹坑）的概念，但对第一代复合材料体系，这样 的冲击能量均能产生BVID,用CAI来评定材料体系的损伤容限性能与结构的损伤容限性能 是一致的。随着纤维和树脂性能的提高，用这样的方法不再能产生BVID，因此近年来空客 公司和波音公司在评定材料时均采用了更大的冲击能量，特别是空客公司明确提出了用凹坑 深度为 1.0mm 和 2.5mm 时的 CAI 来进行评定的方法。2 BVID 和压缩设计许用值复合材料冲击损伤的特点是，在冲击表面无任何征兆的情况下，内部可能会出现大范围的分 层，而且其压缩承载能力会急剧下降，甚至不到无损结构的40%，

9、从而危及飞机结构的安 全。因此，复合材料结构损伤容限要求的关键是对冲击损伤的考虑，但如何在设计中考虑冲 击损伤并没有明确的定义。在1984年颁布的FAA咨询通报AC20-107A中只是提到“应该 证明，由制造和使用中能实际预计到（但不大于按所选检测方法确定的可检门槛值）的冲击 损伤，不会使结构强度低于设计承载能力。”虽然在大量研究中已提出了 BVID的概念，但 在结构设计时尚未明确。在1990年颁布的美国空军规范AFGS-87221A飞机结构通用规范” 中首次出现了 BVID的明确定义：“由25.4mm直径半球形端头的冲击物产生的冲击损伤， 冲击能量为产生2.5mm深凹坑所需能量，最大不超过1

10、36J”。自此以后无论军机还是民机 复合材料结构的损伤容限要求，其初始缺陷假设中，无一例外都规定在飞机投入使用后，即 可能带有BVID，其标志均为凹坑深度。2009年9月8日颁布的AC 20-107B（AC 20-107A 的修订版）中在前面所引的内容后增加了下列文字： “当采用目视检测方法时，可靠检出门 槛值时可能的冲击损伤已被称为目视勉强可见冲击损伤（BVID） ”，并在结构验证-损伤容限 段落中增加了 5类损伤的定义，明确提出了 BVID和VID的概念，反映了在复合材料结构 设计时对冲击损伤要求的进展。目前不同的飞机公司有可能采用不同的尺寸假设，例如对空客公司经大量数据统计后确定的 BV

11、ID值是用16mm直径冲击头引入1.0mm深凹坑（松弛后为0.3mm）。而对军机，含 BVID的结构承载能力必须能承受20倍寿命出现一次的载荷（通常为1.2倍DLL）；对民 机则必须能承受DUL。作者在文献5和6中曾详细阐述了结构压缩设计许用值和复合材料 体系抗冲击性能的关系。设计许用值的定义是： “为保证整个结构的完整性，根据具体工程危性总善漏,Tj/uhil和性境合柑料扼远的冲击能迅图 Z CAl冲击能虽髙，但C盘I如吨高的情呪项目要求，在材料许用值和代表结构典型特征的试样、元件（包括典型结构件）试验结果， 及设计与使用经验基础上确定的设计限制值。”为满足机翼结构的设计要求，其压缩设计许

12、用值须考虑到材料存在冲击损伤的情况，因此对材料性能抗冲击性能的表征应当是冲击损伤 试样的压缩强度或破坏应变，这也是目前国外军民机复合材料机翼结构选材时的基本出发 点。因此，虽然使用了第二代高性能纤维韧性树脂复合材料体系，但因在早期材料研制阶段 没有BVID设计要求，也就没有提出含BVID时CAI的研制目标，这使得目前所有最先进的 民机和军机复合材料机翼结构压缩设计许用值均无法突破4000匪。图2为CAI6.7J/m值 （即按6.7J/mm能量冲击得到的值）和CAIBVID值（即产生BVID后得到的值）的差另聽 可能有2种情况：一种情况是CAI6.7J/m值高，CAIBVID值也高，但一般相差的

13、幅度要 小得多；另一种情况是CAI6.7J/m值高，CAIBVID值反而低，但控制压缩设计许用值的 材料性能指标应当是CAIBVID值，采用CAI6.7J/m值来进行评价可能会得到错误的导 向，这在实际工程应用中已有很多实例。随着材料性能的提高，目前国内的第二代复合材料 体系，6.7J/mm的冲击能量一般均无法出现BVID，传统的CAI评价体系已不能满足结构的 损伤容限的要求。冲击能星（3 ）匚為.Tf. mu |Sj,虫匚盘QrYID g氐的情fS.高损伤容限复合材料体系研制途径的探讨根据上述分析，从提高压缩设计值的角度考虑，对材料性能的要求是含BVID时具有较高的 CAI值。文献79通过大

14、量的试验研究发现，含冲击损伤层压板的压缩破坏机理是冲击 损伤附近在加载过程中会出现一特征损伤区，当该区内0纤维平均应力达到单向板的压缩 强度时出现破坏，提出可将冲击损伤区简化为长轴与损伤宽度相同的椭圆孔，然后采用损伤 区纤维断裂（FD）失效判据来进行估算，该失效判据为：当缺口（或损伤）附近特征长度10 范围内0层的平均轴向应力达到单向板的极限强度时，含损伤层压板出现破坏。虽然该估 算方法有一定局限性，但可以说明含BVID层压板的CAI值与冲击损伤的面积（或宽度）、 复合材料体系的特征尺寸和单向板的压缩强度有关，因此高损伤容限复合材料体系的研制应 从这几方面着手，特别是尽可能减少BVID时的损伤

15、面积（宽度）。文献10和11对冲击 损伤随冲击能量增加的扩展规律进行了研究，发现复合材料层压板的抗冲击行为呈现有明显 的拐点现象，图3 给出了对应于不同的冲击能量，作为损伤阻抗标志的凹坑深度和作为损 伤容限标志的 CAI 值的变化规律，同时给出了不同冲击能量对应的内部损伤状态。随冲击 能量的增加其凹坑深度、内部分层损伤状态和压缩强度的变化规律是当冲击能量较小时，没 有凹坑，同时内部没有损伤；能量增加后可以检测到凹坑，但深度很浅，目视基本不可见， 表明表面树脂出现了塑性，但内部仍无损伤，同时压缩强度没有降低；继续增加能量，凹坑 深度不断增加（通常仍比较浅），内部开始出现分层损伤，此时压缩强度开始

16、下降；继续增 加能量，凹坑深度也不断增加，同时压缩强度急剧下降；在冲击能量超过某个值后，凹坑深 度（大约为0.5mm）随能量增加而急剧增加，很快达到了 BVID的要求，并可以观察到冲 击部位表面纤维断裂，但内部分层损伤面积基本上不再增加，同时其CAI值也基本上不再 降低。作者用热揭层的方法对拐点前后的损伤状态进行了研究，发现拐点现象的本质是其损 伤机理发生了突变，即由单纯的基体裂纹和分层到出现冲击部位表面纤维断裂，一旦表面纤 维开始断裂，内部的分层区域基本上不再增加，其后续的损伤机理是从表面到内部的纤维断 裂。由于出现拐点时的内部损伤尺寸基本上代表了含BVID试样可能存在的损伤尺寸，而损 伤尺寸决定了 CAI 值，因此可以通过对影响损伤扩展和控制表面纤维断裂的因素分析，来 确定研制高损伤容限复合材料体系的途径。控制拐点时损伤尺寸的因素有以下几点：（1） 降低树脂从分层起始到