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飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，在確定結(jié)構(gòu)布局和生產(chǎn)工藝后，先面臨著選材的任務(wù)，本文試圖從飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性要求出發(fā)，在滿足工藝需求和材料工作極限（MOL，對環(huán)氧樹脂MOL=濕態(tài)玻璃化轉(zhuǎn)變溫度Tg-28℃）的前提下，闡述飛機(jī)結(jié)構(gòu)對碳纖維復(fù)合材料的力學(xué)性能要求。

2.1 復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)規(guī)范的特點(diǎn)

飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性的定義是：影響飛機(jī)安全使用和成本費(fèi)用的機(jī)體結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度、損傷容限、耐久性和功能的總稱。”因此對飛機(jī)結(jié)構(gòu)用材料體系的要求就必須滿足這些要求。由于碳纖維復(fù)合材料與金屬完全不同的破壞機(jī)理，其強(qiáng)度、剛度、損傷容限和耐久性的具體要求也不同，通過軍機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范的編制，作者總結(jié)出碳纖維復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)與金屬飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性要求的主要差別為下列6點(diǎn)：

1.以承認(rèn)性能表征多樣性和材料與結(jié)構(gòu)同時(shí)形成為基礎(chǔ)的材料和工藝要求；

2.以承認(rèn)初始缺陷/損傷對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度有影響為基礎(chǔ)的設(shè)計(jì)值確定方法；

3.以考慮濕熱環(huán)境影響為基礎(chǔ)的靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)；

4.以承認(rèn)靜力覆蓋疲勞和考慮沖擊損傷阻抗為基礎(chǔ)的耐久性設(shè)計(jì)；

5.以沖擊損傷和損傷無擴(kuò)展為特點(diǎn)的損傷容限設(shè)計(jì)；

6.以積木式設(shè)計(jì)驗(yàn)證試驗(yàn)為基礎(chǔ)的結(jié)構(gòu)驗(yàn)證方法。 

這些特點(diǎn)不僅適用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)，對類似由桿板殼組成的交通運(yùn)輸車輛結(jié)構(gòu)同樣適用。具體對飛機(jī)結(jié)構(gòu)用復(fù)合材料的力學(xué)性能要求有關(guān)的主要是其中的2)~5)這4方面，下面分別闡述著4方面內(nèi)容。

2.2 若干定義

○ 耐久性（Durability）：結(jié)構(gòu)的耐久性是指機(jī)體結(jié)構(gòu)在它預(yù)期的使用壽命期間，抵抗疲勞開裂、腐蝕、熱退化、剝離、分層、磨損和外來物沖擊損傷，保持所要求的強(qiáng)度和剛度的能力。機(jī)體結(jié)構(gòu)在受到預(yù)期的使用載荷和環(huán)境譜時(shí)，必須具有適當(dāng)?shù)哪途眯裕栽谡麄€(gè)壽命期間不會因頻繁的維護(hù)、修理和更換零件而引起高昂的成本代價(jià)。

○ 損傷容限（Damage Tolerance）：結(jié)構(gòu)的損傷容限是指機(jī)體結(jié)構(gòu)在給定的不做修理的使用期內(nèi)，在存在缺陷、裂紋或其他損傷時(shí)，仍能實(shí)現(xiàn)它的使用功能的能力。損傷容限考慮的是，在定期的檢測發(fā)現(xiàn)損傷并進(jìn)行修理以前，或如果損傷不可檢則在飛機(jī)的剩余壽命期間，含損傷結(jié)構(gòu)具有足夠的剩余強(qiáng)度和剛度來保證飛機(jī)安全。

○ 損傷阻抗（Damage Resistance）：在復(fù)合材料及其結(jié)構(gòu)中，同某一事件或一系列事件相關(guān)的力、能量或其他參數(shù)與其所產(chǎn)生損傷尺寸及類型之間關(guān)系的度量，如一定能量的沖擊所產(chǎn)生的損傷面積或凹坑深度。

○ 玻璃化轉(zhuǎn)變溫度（Glass Transition Temperature）：玻璃化轉(zhuǎn)變指非晶態(tài)聚合物、或處于無定形階段部分晶態(tài)聚合物的可逆變化過程；或由其黏性狀態(tài)或橡膠狀態(tài)轉(zhuǎn)變成硬而相對脆性的狀態(tài)，或由其硬而相對脆性的狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)轲ば誀顟B(tài)或橡膠狀態(tài)。在發(fā)生玻璃化轉(zhuǎn)變的溫度范圍內(nèi)，其近似的中點(diǎn)溫度值。

與金屬結(jié)構(gòu)不同，對金屬結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，僅需材料性能數(shù)據(jù)即可，通常用材料許用值進(jìn)行強(qiáng)度校核，但對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行強(qiáng)度校核除材料許用值外，主要使用結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)值，因此作為民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)適航的文件AC20-107B《復(fù)合材料結(jié)構(gòu)》中專門分別給出許用值和設(shè)計(jì)值的定義：

○ 許用值(Allowables）：在概率基礎(chǔ)上（如分別具有99%概率和95%置信度，與90%概率和95%置信度的A或B基準(zhǔn)值），由層壓板或單層級的試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定的材料值。導(dǎo)出這些值要求的數(shù)據(jù)量由所需的統(tǒng)計(jì)意義（或基準(zhǔn)）決定。 

○ 設(shè)計(jì)值(Design Value）：為保證整個(gè)結(jié)構(gòu)的完整性具有高置信度，由試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定并被選用的材料、結(jié)構(gòu)元件和結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的性能。這些值通常基于為考慮實(shí)際結(jié)構(gòu)狀態(tài)而經(jīng)過修正的許用值，并用于分析計(jì)算安全裕度。  

portant; word-wrap: break-word !important;">碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)完整性中減重的關(guān)鍵是滿足損傷容限要求，各向同性的金屬結(jié)構(gòu)損傷容限主要考慮疲勞引起的裂紋，疲勞裂紋產(chǎn)生的初期對結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度基本沒有影響，因此其靜強(qiáng)度可以用無缺陷/損傷的完好材料性能進(jìn)行設(shè)計(jì)；而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)通常不可能是完好的材料，從服役開始就可能帶有缺陷/損傷，這包括制造過程產(chǎn)生的缺陷，如孔隙率、分層、沖擊損傷等，以及使用過程中產(chǎn)生的損傷，主要是外來物引起的沖擊損傷（特別是低速沖擊損傷），一旦含有缺陷/損傷其承載能力會立即下降，特別是沖擊損傷，即使是目視不可見的沖擊損傷可能會使其壓縮承載能力降低至無損強(qiáng)度的40%以下。因此復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的靜強(qiáng)度校核一定要考慮帶有各種缺陷/損傷，特別是沖擊損傷。大量研究表明，對于制造缺陷可以用含6.35mm孔引起的強(qiáng)度降來覆蓋通常制造中出現(xiàn)的缺陷，特別是可以用含6.35mm孔引起的壓縮強(qiáng)度降覆蓋各種制造缺陷（除沖擊損傷外）引起的強(qiáng)度降，如圖1所示。為滿足其損傷容限要求，確定蒙皮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)值的關(guān)鍵因素如圖2所示，對拉伸設(shè)計(jì)值的確定主要依據(jù)其開孔拉伸強(qiáng)度，而壓縮設(shè)計(jì)值的確定主要依據(jù)開孔壓縮強(qiáng)度和沖擊后壓縮強(qiáng)度。因此準(zhǔn)各向同性鋪層層壓板的開孔拉伸強(qiáng)度和開孔壓縮強(qiáng)度成為了復(fù)合材料許用值，含沖擊損傷準(zhǔn)各向同性鋪層層壓板試樣的壓縮強(qiáng)度也是材料性能的一部分。值得關(guān)注的是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)值的確定與蒙皮厚度有關(guān)（薄板主要考慮穩(wěn)定性，厚板的主要威脅不是沖擊損傷），圖3所示為不同厚度機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)確定壓縮設(shè)計(jì)值的主要考慮因素。對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)而言，由開孔拉伸強(qiáng)度確定的拉伸設(shè)計(jì)值通常足以滿足結(jié)構(gòu)減重的要求，所以拉伸性能不是材料研制的重點(diǎn)，而影響結(jié)構(gòu)減重的關(guān)鍵是開孔壓縮強(qiáng)度和沖擊后壓縮強(qiáng)度，因此提高其開孔壓縮強(qiáng)度和沖擊后壓縮強(qiáng)度一直是復(fù)合材料研制的重點(diǎn)，從而對樹脂研發(fā)人員，基體的性能以及與相應(yīng)高性能纖維的界面性能對開孔壓縮和沖擊后壓縮性能的影響是研究的重點(diǎn)。雖然這些規(guī)律是復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與使用的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，但同樣適合于對安全性要求極高的其他碳纖維復(fù)合材料應(yīng)用領(lǐng)域，特別是交通運(yùn)輸車輛結(jié)構(gòu)（包括汽車和軌交車輛）。

圖1  缺陷/損傷引起的強(qiáng)度降

圖2 用于確定結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)值的條件

圖3 不同厚度機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)壓縮設(shè)計(jì)值的確定依據(jù)

1970年代初，波音公司在民機(jī)結(jié)構(gòu)上次使用復(fù)合材料部件，生產(chǎn)了100多架次擾流板在航線上運(yùn)行，1975年對長期使用后的擾流板進(jìn)行檢查，發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)存在兩個(gè)金屬結(jié)構(gòu)不存在的問題：沖擊損傷和濕熱影響。飛機(jī)結(jié)構(gòu)用復(fù)合材料的基體主要是高分子材料——樹脂（飛機(jī)結(jié)構(gòu)主要是環(huán)氧樹脂），高分子材料的特點(diǎn)是其玻璃化轉(zhuǎn)變溫度比較低（高溫固化環(huán)氧大約為180℃，中溫固化環(huán)氧大約為120℃），同時(shí)在長期使用時(shí)還會從周圍環(huán)境中吸收水分，通常吸濕容易，去濕比較難，隨著使用時(shí)間的增加，在機(jī)體結(jié)構(gòu)中水分會越聚越多。隨著吸濕量的增加，其玻璃化轉(zhuǎn)變溫度會持續(xù)降低。高分子材料的特點(diǎn)是在接近玻璃化轉(zhuǎn)變溫度時(shí)，其與樹脂相關(guān)的力學(xué)性能會急劇降低（如圖4所示）。大量數(shù)據(jù)表明通常拉伸強(qiáng)度在干冷狀態(tài)下（航空結(jié)構(gòu)的低使用溫度為-55℃）會比較低（無孔和開孔拉伸強(qiáng)度降一般不超過10%），而與基體有關(guān)的力學(xué)性能（無孔和開孔壓縮強(qiáng)度、剪切強(qiáng)度和模量、擠壓強(qiáng)度等）在濕熱狀態(tài)下（對民機(jī)結(jié)構(gòu)通常為70℃和85%RH下吸濕平衡，對軍機(jī)結(jié)構(gòu)工作溫度通常超過100℃）會有明顯的降低（下降15%~40%）。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度要求是在壽命的后一刻仍必須滿足承受極限載荷的靜強(qiáng)度要求，因此設(shè)計(jì)時(shí)所用設(shè)計(jì)值必須考慮濕熱對力學(xué)性能的影響，從而希望所用樹脂在濕熱狀態(tài)下力學(xué)性能不會出現(xiàn)明顯的降低。

圖4  溫度和吸濕量對與基體有關(guān)力學(xué)性能的影響

樹脂基碳纖維復(fù)合材料（不包括玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料）在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用已超過50年，迄今未見過因?yàn)槠诙霈F(xiàn)飛行事故的案例報(bào)道，國內(nèi)軍機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)投入使用也已超過30年，業(yè)內(nèi)也未傳出過此類事故。作者從事復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞研究已超過30年，參與過大量從試樣-元件-結(jié)構(gòu)件-全尺寸結(jié)構(gòu)的疲勞試驗(yàn)，大量試驗(yàn)結(jié)果證實(shí)了飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的“靜力覆蓋疲勞”設(shè)計(jì)概念。這一設(shè)計(jì)理念的基礎(chǔ)是1) 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)值基于含缺陷/損傷試樣的許用值；2) 含缺陷/損傷試樣的壓縮強(qiáng)度疲勞極限（10⁶循環(huán)對應(yīng)的疲勞強(qiáng)度）不低于相應(yīng)靜強(qiáng)度的50%（拉伸載荷下更高）。因此可以在樹脂研發(fā)時(shí)可以不關(guān)注其疲勞性能。

沖擊損傷阻抗主要針對的是薄蒙皮和夾層結(jié)構(gòu)蒙皮所需的性能。這些結(jié)構(gòu)會經(jīng)常遭受冰雹和維修工具掉落等小能量的沖擊，雖然這些結(jié)構(gòu)通常遇到的是穩(wěn)定性問題，產(chǎn)生的沖擊損傷不會威脅到結(jié)構(gòu)的承載能力，但由于表面產(chǎn)生的裂紋會使內(nèi)部的夾層芯子吸濕而使得蒙皮與芯子脫膠，從而產(chǎn)生大量耗時(shí)耗錢的維修問題。樹脂增韌和其他措施應(yīng)是樹脂研究的內(nèi)容之一。

如前所述，沖擊損傷是碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)使用一開始就發(fā)現(xiàn)的特殊問題，迄今為止對沖擊損傷的研究一直是材料研制、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、工藝制造和使用維護(hù)關(guān)注的重點(diǎn)，也是航空結(jié)構(gòu)用環(huán)氧樹脂研制的核心。碳纖維復(fù)合材料沖擊損傷的特點(diǎn)是即使從外表面看不到任何損傷的痕跡，但其內(nèi)部出現(xiàn)的分層和基體裂紋可使其承載能力下降到無損狀態(tài)的40%以下，對結(jié)構(gòu)安全造成了巨大的威脅。正因?yàn)闆_擊損傷的存在，長期以來復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的壓縮設(shè)計(jì)值由于其沖擊后壓縮破壞應(yīng)變比較低而無法超過4000με（盡管無損試樣的壓縮破壞應(yīng)變B基準(zhǔn)值一般為7000~8000με），其原因就是樹脂的脆性導(dǎo)致的。在1980年代試圖將復(fù)合材料用于及機(jī)身機(jī)翼時(shí)，為使其減重獲得的效益超過其成本的增加，設(shè)計(jì)師的選就是希望將復(fù)合材料的壓縮設(shè)計(jì)值提高到6000με，為實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)必須提高復(fù)合材料的沖擊后壓縮破壞強(qiáng)度（應(yīng)變），而有效措施就是必須對樹脂進(jìn)行增韌。當(dāng)初波音向東麗公司提出研發(fā)T800碳纖維的目標(biāo)時(shí)，除了纖維模量和強(qiáng)度指標(biāo)外，第三個(gè)指標(biāo)是將其與韌性樹脂復(fù)合后將壓縮設(shè)計(jì)值從3000~4000με提高到6000με。目前大家耳熟能詳?shù)臎_擊后壓縮強(qiáng)度（CAI）指標(biāo)，就是在進(jìn)行樹脂增韌研究過程中為評價(jià)增韌效果的背景下于1982年次提出的。

值得指出的是，很多人認(rèn)為CAI的指標(biāo)是對規(guī)定的試樣和沖擊頭尺寸，在規(guī)定的支持狀態(tài)下用沖擊能量6.67J/mm進(jìn)行沖擊后得到的壓縮強(qiáng)度值。聯(lián)系到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的背景，這一理解是有問題的。民機(jī)適航文件AC20-107B《復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)》中給出的民用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷容限要求是“應(yīng)證明，由制造和使用中預(yù)計(jì)很可能出現(xiàn)，但不大于按所選檢測方法確定的可撿門檻值，不會使結(jié)構(gòu)強(qiáng)度低于極限承載能力。”并指出“當(dāng)采用目視檢測方法時(shí)可靠檢出門檻值時(shí)可能的沖擊損傷稱為目視勉強(qiáng)可見沖擊損傷（BVID）。”對于傳統(tǒng)的T300級增強(qiáng)改性環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料，使用沖擊能量得到的損傷一般可以目視可見，但隨著增韌樹脂的大量使用，以及T700與T800級纖維的使用，這一沖擊能量不一定能產(chǎn)生目視勉強(qiáng)可見沖擊損傷。作者的研究表明按6.67J/mm進(jìn)行沖擊和按產(chǎn)生目視勉強(qiáng)可見沖擊損傷兩種引入損傷的標(biāo)準(zhǔn)來確定CAI，可能得到完全相反的結(jié)論（見圖5）。過去曾出現(xiàn)過按6.67J/mm對復(fù)合材料的評價(jià)來進(jìn)行選材，在結(jié)構(gòu)研發(fā)時(shí)卻無法滿足損傷容限要求的痛苦教訓(xùn)。因此目前均必須按產(chǎn)生1mm深凹坑的沖擊損傷得到的CAI值進(jìn)行選材。

圖5 按不同初始沖擊損傷標(biāo)準(zhǔn)對復(fù)合材料進(jìn)行評價(jià)的結(jié)果

由于復(fù)合材料的組成特點(diǎn)，使其在疲勞載荷下不會產(chǎn)生疲勞裂紋，同時(shí)其損傷在疲勞載荷下擴(kuò)展呈現(xiàn)“突然死亡”的特點(diǎn)，從而在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)必須采用損傷無擴(kuò)展的設(shè)計(jì)理念并通過試驗(yàn)證實(shí)。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)規(guī)范的選材原則中下列幾點(diǎn)值得關(guān)注：

應(yīng)考慮與制造工藝的一致性； 

應(yīng)滿足結(jié)構(gòu)使用環(huán)境和力學(xué)性能要求，具體包括：

材料高使用溫度應(yīng)高于結(jié)構(gòu)高使用溫度；

具有良好的抗沖擊性能（包括損傷阻抗和含缺陷／損傷后的剩余強(qiáng)度），開孔與充填孔的拉伸與壓縮強(qiáng)度以及連接擠壓強(qiáng)度；

應(yīng)具有良好的工藝性（成型固化工藝性、機(jī)械加工性、可修補(bǔ)性等）；

結(jié)合上述要求，在結(jié)構(gòu)開始設(shè)計(jì)選材時(shí)，通常使用的選材矩陣見表1。選材矩陣中所有這些性能的確定是根據(jù)它們對結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵程度，其他力學(xué)性能（例如90°拉伸與壓縮性能）對結(jié)構(gòu)性能的影響是次要的，其中單向板的性能是常規(guī)的0°拉伸、壓縮和剪切性能，特別是拉伸、壓縮和剪切模量是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵性能；有關(guān)層壓板的5項(xiàng)性能對復(fù)合材料是特有的，其中開孔拉伸、壓縮和沖擊后壓縮性能是確定結(jié)構(gòu)拉伸與壓縮設(shè)計(jì)值的基礎(chǔ)；所有的結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)都是連接處，而機(jī)械連接在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中不可避免，因此擠壓性能決定了機(jī)械連接強(qiáng)度，靜壓痕性能主要用于評估薄蒙皮結(jié)構(gòu)和夾層結(jié)構(gòu)蒙皮的損傷阻抗性能。對拉伸性能干冷狀態(tài)嚴(yán)重，對壓縮、剪切和擠壓性能濕熱狀態(tài)嚴(yán)重，所以還要對這些性能進(jìn)行環(huán)境條件下的性能測試。

注意在選材矩陣中沒有習(xí)慣采用的短梁剪切強(qiáng)度（嚴(yán)格來說是短梁強(qiáng)度）、彎曲強(qiáng)度和模量，采用上述性能進(jìn)行材料選材的做法來源于復(fù)合材料應(yīng)用的早期，由于對復(fù)合材料的破壞機(jī)理和性能測試方法缺乏深入的了解，為簡化性能的測試，就選用短梁剪切試驗(yàn)來確定其剪切性能，用彎曲試驗(yàn)來確定其拉伸性能。

關(guān)于短梁強(qiáng)度，CMH-17G《復(fù)合材料手冊》中指出：“遺憾的是，過去通常應(yīng)用此試驗(yàn)（且某些人仍在應(yīng)用）來建立用于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的設(shè)計(jì)許用值。然而，由于V形缺口梁方法的應(yīng)用，使得用短梁強(qiáng)度試驗(yàn)測定剪切性能成為過時(shí)的方法。目前短梁強(qiáng)度試驗(yàn)應(yīng)僅用于定性測試，例如材料工藝的研發(fā)和控制。”短梁強(qiáng)度的試驗(yàn)方法ASTM D 2344中也指出“大多數(shù)情況下，因?yàn)樵嚇觾?nèi)部應(yīng)力的復(fù)雜性和破壞模式的多樣性（注：層間剪切、彎曲（包括拉伸和壓縮）失效和非彈性變形3種失效模式），因此，通常不可能將短梁強(qiáng)度與任何一種材料性能建立起聯(lián)系。”還指出“本試驗(yàn)方法測量的短梁強(qiáng)度可以用于質(zhì)量控制和工藝規(guī)范。只要失效模式完全相同，也可以用于復(fù)合材料的比較試驗(yàn)。”

關(guān)于彎曲試驗(yàn)，CMH-17G《復(fù)合材料手冊》中指出：“還沒有推薦用于測定復(fù)合材料層壓板彎曲性能的試驗(yàn)方法。即使存在經(jīng)批準(zhǔn)的彎曲試驗(yàn)方法，但對于結(jié)果的有效性仍存在著某些爭議。在航宇工業(yè)中，彎曲試驗(yàn)主要是用于質(zhì)量控制。”ASTM D790“未增強(qiáng)和增強(qiáng)塑料及電絕緣材料的彎曲性能”初是為塑料編制的，一度經(jīng)修改并批準(zhǔn)用于復(fù)合材料，它曾被修訂為國標(biāo)被廣為應(yīng)用。在長期使用過程中彎曲強(qiáng)度和模量數(shù)據(jù)一直被廣為詬病，不像金屬材料，其試樣厚度和表面狀態(tài)基本上是不變的，而復(fù)合材料層壓板的厚度允許有相當(dāng)大的公差，其表面狀態(tài)也會有相當(dāng)大的變化（例如貼模面和貼袋面），彎曲性能還隨試驗(yàn)溫度、大氣環(huán)境條件以及給定的應(yīng)變率不同而改變。這些在試樣制作和試驗(yàn)時(shí)允許的參數(shù)變化對試驗(yàn)結(jié)果會產(chǎn)生相當(dāng)大的變化，以致往往無法對試驗(yàn)結(jié)果的合理性（例如材料質(zhì)量是否合格）作出正確的解釋。為此2007年該標(biāo)準(zhǔn)已從美國的標(biāo)準(zhǔn)ASTM D30標(biāo)準(zhǔn)中撤銷，目前在多數(shù)飛機(jī)公司所用材料規(guī)范中也不再出現(xiàn)彎曲性能的檢測指標(biāo)。新制訂的D7264“聚合物基復(fù)合材料彎曲性能的標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)方法”該試驗(yàn)方法的目的是確定聚合物基復(fù)合材料在所規(guī)定條件下的彎曲性能（包括強(qiáng)度、剛度、和載荷/撓度行為），主要從產(chǎn)品上截取試驗(yàn)件（包括平板和曲板），并主要用于確定其彎曲強(qiáng)度，而不是用于評價(jià)拉伸強(qiáng)度，二者可能是不同的，且相互沒有關(guān)聯(lián)。

短梁強(qiáng)度和彎曲性能在實(shí)踐中往往用于工藝過程檢驗(yàn)，在CMH-17G中對此給出了下列說明: “在早期復(fù)合材料生產(chǎn)過程中，大多數(shù)用戶要求做0°彎曲強(qiáng)度與模量及短梁剪切強(qiáng)度試驗(yàn)。但是，近年來許多制造方已將這些試驗(yàn)改為要求取自生產(chǎn)部件指定區(qū)域試樣的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度、單層厚度、纖維體積含量、空隙含量和鋪層數(shù)。”這種做法已成為國際上的通用慣例。

在上述性能中濕熱狀態(tài)下的開孔壓縮強(qiáng)度（OHC）和沖擊后壓縮強(qiáng)度（CAI）是選材關(guān)鍵的性能，但在材料研制中二者往往相互制約，樹脂增韌可提高CAI，但有可能降低其濕熱性能，因此在研制與碳纖維匹配的樹脂時(shí)往往需要在二者當(dāng)中進(jìn)行協(xié)調(diào)，不能一味追求高CAI，某種程度上濕熱狀態(tài)下的OHC可能更關(guān)鍵。

>表1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料選材矩陣