圖 " "%&單梁蜂窩夾層結構方向舵結構布置示圖少肋的 ’()*+蜂窩夾層結構設計方案 ,（圖 " "（ -））重量效率并不明顯。反而， .個中間肋（其中 個為加強肋），含玻璃微珠泡沫芯夾層板蒙皮的結構設計方案 （圖 " "（ /））卻取得了顯著減重效益，而且噪聲敏感性低。洛克希德公司選擇了設計方案 ，有關設計細節如下：
蒙皮為碳纖維面板、含玻璃微珠泡沫夾層結構。上、下面板為 011單向帶預浸料，按 2 3.4、14、—3.4（展向為 14）鋪層的 層板，單層厚度 15 ,))，面板厚度 15 .%))。含玻璃微珠泡沫芯厚 15 .))。蒙皮總厚度約 ))。從蒙皮承載考慮，主肋處泡沫芯由 6層碳纖維單向帶取代；中間肋處則由 層碳纖維織物取代，肋緣條部位蒙皮內側面板上增加一層 14層單向帶。
主肋用（3. 7 1 7 3.）共 3層碳 7環氧單向帶構成腹板，并延伸到凸緣。凸緣補強增加 3層 14單向帶。
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第三篇 復合材料飛機結構設計
表 "洛克希德 %—&復合材料副翼的評定
方案 薄蒙皮 夾層結構 加筋板
材料和結構 碳纖維單向帶 碳纖碳纖維碳纖維 維單面板面板向帶泡沫芯泡沫芯 ’()*+,-面板012(3芯材 碳纖維面板 012(3芯材 碳纖維’()*+,-混雜面板 012(3芯材 碳纖維蒙碳纖維蒙皮， .根皮， /根帽形筋條帽形筋條
中間肋數目 / & . - & & & &
與鋁結構重量比（4） /56 / //6 7 .-6 & .6 56 8 886 8 86 8 586 7 596
與鋁結構成本比（4） 7 7& 55 /8 57 87 .
定性評定 96 & 76 8 76 5 96 & 6 5 6 8 6 . 6 5 6 5
注： 成本比包括蒙皮及中間肋（如果需要的話），假定當時 :9&&價格 & ; <=>，’()*+,-為 99; < =>。 "定性評定包括可生產性、可檢驗性和可維修性諸因素。按 —9的等級評定，以 9級為最好。
圖 9 " "75洛克希德 % " &飛機內側副翼— ——金屬結構設計方案
中間肋與主肋不同之處在于改用碳 <環氧布制成， .層布厚度 6 5.22。前梁 &層碳纖維單向帶（ ? -. < & < &7）。鋪層，主肋處凸緣寬度局部加大。后梁為 22厚 8&8.—:/，鋁合金槽型材。為便于檢查、維護和修理，下蒙皮可以取下。雷擊防護采用蒙皮表面噴涂鋁。
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圖 " "%洛克希德 & " ’(’’飛機內側副翼— ——復合材料結構設計方案（)）復合材料副翼— ——設計方案 ’（*）復合材料副翼— ——設計方案
電偶腐蝕防護措施，在金屬和碳纖維復合材料的結合面涂密封膠防電偶腐蝕。翼肋減少 +個，零件數減少 ,+-，連接件減少 ’.減，共減重 /-。實例 %單梁全高度蜂窩夾層結構副翼設計實例波音 0/0復合材料外側副翼是一個大展弦比薄翼型，采用全高度 12345蜂窩夾
層結構設計，詳見圖 " "(。實例 %單梁蜂窩夾層板蒙皮結構副翼設計實例 6( . 6,(復合材料副翼如圖 " "’所示（’+年 ’(月交付使用）。副翼是由碳纖維復合材料面板和尼達（1784）蜂窩夾芯結構件組成。每個副翼由
三角形翼盒和上、下兩塊夾層蒙皮壁板組成。翼梁和前緣也是復合材料制造的。加工制造過程是在復合材料鋪敷后在熱壓罐內 ’+(’下固化，固化后進行超聲波 9掃 •,+’•
圖 " "%波音 &’&外側副翼
圖 " "(% ) *)+復合材料副翼
描檢驗。裝機前進行噴漆。復合材料副翼與傳統的金屬材料副翼相比，重量降低 (,-. /-。實例 +%過屈曲層合板蒙皮結構副翼設計實例層合板雖具有屈曲和過屈曲承載能力，但層合蒙皮是否允許屈曲或過屈曲，各大
飛機公司規定并不一致。 01—((復合材料外例副翼蒙皮過屈曲設計，僅是惟一工程應用實例。 01—((復合材料外側副翼為多肋層合板蒙皮結構，采用二次膠接工藝，蒙皮層合板通過過屈曲設計（23456789:;<<;4=>?）達到薄板化。與金屬結構相比可減重 //-，
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全尺寸試驗結果表明：層合板蒙皮在 "左右最大使用載荷作用下壓縮屈曲后，確認可承載達到 %%的極限載荷，證明有足夠的膠接強度和過屈曲強度。
外側副翼展長 &’ &(，斷面呈楔形，用 )個鉸接接頭安裝在機翼上，有 &塊配重塊在鉸接接頭處作平衡用。里面配置有助力器及阻尼器，外側副翼具有故障自動防護功能，即使在某一處的鉸接接頭或助力器發生破損時，剩余結構也能承受最大使用載荷。
外側副翼結構是由梁間翼盒、前緣及后緣等組成。梁間翼盒是由層合板蒙皮、前梁、后梁及翼肋所構成。翼肋、后梁及上、下蒙皮同時進行二次膠接，前梁、兩端翼肋、前緣、后緣及鋁制零件用緊固件連接，見圖 * +% +*,。
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