复合材料环境影响的适航分析

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1、航空标准化与质量2013年第4期复合材料环境影响的适航分析刘晓华（上海飞机设计研究所，上海201206）[摘要]主要讨论了复合材料结构设计和合格审定中所要求的最严重环境状态，以及环境影响设计与试验的合格审定要求。[关键词]复合材料；环境影响；适航[中图分类号]TP391.72[文献标识码]C[文章编号]1003–6660（2013）04–0032–03飞机的设计和制造一直是与性能优异的材料围。需要在统计大量实测数据的基础上，确定结构联系在一起。20世纪60年代中期以碳纤维为增强体可能遇到的最高温度。在没有实测数据的情况下，的复合材料问世，70年代初开始应用于军用飞

2、机可参考表1选取温度范围。推荐：结构最高使用温结构，80年代开始应用于民用飞机结构。复合材料度为75℃~82℃，最低使用温度为–60℃～–54℃。具有比强度高和比刚度高的独特优点，飞机结构要通过实测和分析，确定紧靠热源部位复合材料结[1]采用复合材料，其重量可相应减少20%~30%。此构的峰值温度。外，复合材料还具有可设计性强、疲劳性能好、耐表1民用飞机结构温度环境的取值范围腐蚀、易于大面积整体成型、维护性好等优点。目飞机结构温度范围前，复合材料已经成为重要的飞机结构材料。B777尾翼层合板[4]-54℃～70℃B737碳纤维/环氧树脂水平安定面[5]-60℃～8

3、2℃众所周知，复合材料结构的树脂基体具有一定某型飞机复合材料结构[6]最高温度70℃～80℃的极性，在湿热环境中容易吸湿，吸入的水分对基某型运输类飞机复合材料结构[7]最高温度70℃～80℃体的塑化和溶胀作用以及因树脂与纤维湿、热膨胀A320机身框段全尺寸试验[7]70℃系数的不匹配所产生的内应力引起的微裂纹，使复[2]1.2最高使用温度限制合材料的力学性能急剧下降。因此，各国适航当局[3]复合材料吸湿后，玻璃化转变温度（T）将会非常关注复合材料结构环境影响的合格审定问题。g降低。在给定的吸湿条件下，随着温度的增加，聚1最严重环境状态的确定合物基复合材料的性能（主

4、要是基体材料控制性在复合材料结构设计中，首先需要确定具体部能）会明显降低。材料性能急剧降低的温度被定义位和材料可能遭受的最严重环境状态，即复合材料为材料工作限制（MOL），或称最高使用温度限结构所能达到的水分含量与所处部位的最高温度相制。材料的水分含量对MOL有显著影响。推荐：选结合的环境状态。这是因为湿、热相结合的环境状取85％RH下的水分含量所对应的MOL作为最高使态会明显降低复合材料基体控制的性能。另外，还用温度限制。应考虑受拉伸载荷作用部位，干冷环境对拉伸强度为保证结构温度不会达到或接近Tg，不会使强（纤维控制性能）的影响。当已有的设计经验和数度降低到设计

5、极限载荷之下，也不会产生蠕变，要据表明，某些材料体系和结构细节在所暴露的环境使MOL满足式（1）要求，状态（包括温度和湿度）范围内，材料性能不存在MOL＝Tg–∆T（1）明显的环境影响时，无须制订环境设计准则。式中，∆T为温度裕度。对于环氧树脂基体的1.1温度环境的取值复合材料，选取28℃作为温度裕度；对于双马树脂民用飞机结构的最高温度状态是飞机处在地基复合材料，选取50℃作为温度裕度。面时达到的（局部区域（例如涡轮排气区域）除目前，还没有用于测量Tg的成熟标准。应该通外），它与结构部位和构型等密切相关。在制订环过试验方法，对干材料和湿材料状态（每种状态最境设计准

6、则时，要确定不同部位温度环境的取值范少3个试样）分别给出Tg值。需要通过一定数量的[收修订稿日期]2013-05-29Aug.201332质量与适航工作研究力学性能试验来验证由Tg数据所确定的MOL。方法是将全尺寸复合材料结构试件置于环境箱中，1.3水分含量的取值进行设计限制载荷和设计极限载荷的静力试验以及对厚度较厚的结构件，即使吸湿时间超过飞机剩余强度试验。进行试验前，需要对试件进行环境使用寿命，也难以达到平衡水分含量。在Airbus系吸湿加速试验，达到设计要求的水分含量。列飞机的合格审定过程中，对于两个表面均暴露在这种环境箱模拟的全尺寸结构试验可以比较真环境中

7、，厚度在8mm以下的构件在飞机使用寿命内实地反映飞机所处的湿热环境状态，但也存在以下[8]认为可以达到平衡水分含量。几方面的问题：可通过将试件放入相对湿度为85％RH、温度一是试验成本高，试验周期长。为60℃～82℃的环境箱内，进行吸湿处理。按下式二是给安装加载系统和应变测量等带来一系判断试件是否达到平衡水分含量，列困难，特别是应变片在湿热环境状态下易发生失Wi–Wi–1效，这就给通过试验验证计算结果带来困难。<0.0005（2）Wb三是对于承受拉伸作用的结构件（例如机翼下式中，Wi是第i次测量的重量，Wi–1是第i–1次测翼面的桁条），最严重的环境状态是干冷状态

8、。采量的重