1 大型客機復合材料結構效益
新一代大型客機機體結構材料分配如表 1所示。大量采用復合材料結構是最突出特點之一 ,也是機體結構減重的主要措施。機體結構減重潛力分析 (見圖 1)表明只有機翼、機身主承力結構均采用復合材料才可取得明顯的結構明顯減重效果。
表 1 新一代大型客機機體結構材料分配 (重量百分比) [526] Table 1 Material distribution of the airframe of large commercial aircraft ( weight percentage) [526]
其他
機型復合材料鋁合金鈦合金合金鋼
材料
A380 CFRP 22
61 10 10 4
(2005204227首飛 ) GLARE 3
(正在研發 )
注 : GLARE是一種鋁箔和玻璃纖維 /環氧層交替鋪層壓制的板材。 3 2007年資料數據。隨研發工作進展 ,材料分配還有可能變化。
圖 1 大型客機機體結構減重潛力分析示意圖 [1] Fig1 1 Weight reduction potential of the airframe struc2 ture[1 ]
復合材料結構是以設計為主導、材料為基礎、綜合制造、工藝檢測、維修諸方面成果的結晶。復合材料結構效益不僅由材料具有的高比強度、高比剛度帶來的減重效益 ,而且還應包括通過結構優化設計、材料和工藝改進帶來的結構性能和功能、效能的改善與提高 ,以及運營成本下降等綜合效益。因此 ,復合材料結構的效益在相當大的程機身為 70 kg,而鋁合金機身則要 1 000 kg ,充分體現了復合材料性能的可設計性和優異的疲勞性能帶來的效益。再有 ,復合材料不易腐蝕 ,允許設計人員增加客艙濕度 ,從而解決了鋁合金易腐蝕、客艙濕度不能提高的難題。復合材料優異的疲勞性能和采用健康監控技術使波音 787客機維護間隔延長到 1 000 h,而不是目前波音 767的 500 h。
2 民機復合材料結構技術研發歷程 [2 ,8210 ]
20世紀 60年代以硼 /環氧為代表 ,先進復合材料問世 ,源于軍機結構減重需求。此后 ,碳纖維成為主要增強纖維。美國飛機復合材料結構技術研究大致經歷了 4個階段。民機著重研究了與安全性、可靠性、經濟性相關的復合材料性能和設計、工藝技術。
(1)復合材料飛機結構試用與航空工業認可 (20世紀 60 —70年代中 )
在 F214 ,F215和 F216尾翼上試用 ,完成了航空工業對碳纖維聚合物基復合材料結構應用的認可 ,并建立規范 :MIL HDB K217A聚合物基復合材料 (1971201) ,用于指導復合材料結構設計選材和材料性能許用值確定。
(2)復合材料結構應用技術研究與新型纖維 /樹脂開發 (20世紀 70年代中 — 80年代末 )
軍 機民 機
(4) “可買得起”復合材料結構技術研究 (20世紀 90年代至今 )
軍 機民 機
F218復合材料機翼研制 (1978)和 AV28B復合材料前機身、機翼研制 (1982)用于研究復合材料結構完整性。
X229前掠翼驗證機氣動彈性剪裁技術研究 (1984212首飛 )。
1982年 10月— 1987年 3月空軍執行“復合材料飛機主結構損傷容限研究”計劃 ,解決復合材料特殊的低能量沖擊損傷問題。
B22轟炸機大型整體壁板翼身融合體研究
(1989) NASA RP 1142 (1985)公布 MIL HDB K217B (1988202)公布 MIL A287221 (U SA F) 1985202公布
T300/環氧熱壓罐成形工藝為主。
NASA (1976 —1985年 )主持 ACEE計劃 (Aircraft Energy Efficiency ,飛機節能計劃 ),結構減重、節省燃油、增加商載 ,突破尾翼級結構復合材料應用。波音 737平尾、 DC210垂尾裝機使用。
FAA AC 202107復合材料飛機結構 (19782 07)公布用于指導民機復合材料結構設計。
不久 ,FAA AC 202107A (1984204)公布 1989年 T800/增韌環氧復合材料達到主承力結構應用材料標準性能指標要求。
NASA組織實施為期 10～15年復合材料世界各地環境自然老化性能研究。結果表明 ,經自
1996年國防部聯合 NASA ,FAA和航空工業界執行低成本復合材料計劃 (Composite Af2 fordability Initiative ,CAI)。用大約 10年時間 ,實現復合材料生產成本下降 50 %,能與鋁合金等金屬材料結構相競爭。重點研究 :結構設計 /制造一體化、結構大型整體化、纖維鋪放 (A FP)、自動鋪帶 (A TL)、預制體 / RFI,RTM等工藝技術和低成本修理技術。設計、制造、生產一體化仿真
(Designfor Manufacturingand Reducibility Sim2 ulation ,DMAPS)以實現 “異地設計、異地制造”。
NASA首先實施了 A TCAS計劃 (先進技術復合材料飛機結構計劃 )
1988 —1998年 NASA主持實施了先進復合材料技術計劃 (Advanced Composite Technolo2 gy ,ACT)。目的在于突破高損傷容限復合材料主結構設計、制造和應用的關鍵技術 ,并降低成本 ,為運輸類飛機機翼、機身大量應用復合材料提供技術支持。要求結構件減重 30 %～50 %,成本降低 20 %～30 %。
研究成果已用于波音 777復合材料結構。
復合材料在飛機主承力結構上的成功應用 ,降低成本要求提上日程 ,使復合材料結構具有高性價比 ,(又用得起 )。
“可買得起”
F235首次將“可買得起”列為飛機結構設計重要指標 ,要求最佳性能與最低成本之間作出折衷和平衡。
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