飛機結構對復合材料的力學性能要求

 1 引言

 

作者近寫了一些文章，闡述了對國產碳纖維產業化之路的一些觀點，國產碳纖維實現產業化的關鍵是用國產碳纖維開發出“買得起的復合材料制品”，而開發“買得起的復合材料制品”的過程中“設計是主導，材料是基礎，制造是關鍵，應用是目的”?？v觀國際復合材料應用領域幾十年的發展，無疑航空航天領域積累了多的經驗教訓，被稱為“復合材料圣經”的CMH-17《復合材料手冊》主要是航空航天領域研究和應用復合材料40多年的經驗教訓，其他領域的高端應用無不顯現航空航天的痕跡，例如從風電葉片的設計中可以看到直升機旋翼槳葉的設計理念。目前復合材料應用方興正艾的交通運輸車輛結構與航空航天結構類似，都屬于受力復雜的桿板殼結構，因此順理成章地交通運輸車輛結構的設計理應繼承航空航天領域復合材料結構設計的經驗教訓。作者在飛機復合材料結構的應用領域馳騁了30多年，對飛機復合材料結構設計積累了一些經驗和教訓，希望能把這些體會寫出來與碳纖維復合材料界同人共享。

 

飛機復合材料結構設計，在確定結構布局和生產工藝后，先面臨著選材的任務，本文試圖從飛機結構完整性要求出發，在滿足工藝需求和材料工作極限（MOL，對環氧樹脂MOL=濕態玻璃化轉變溫度Tg-28°C）的前提下，闡述飛機結構對碳纖維復合材料的力學性能要求。

 

2 飛機結構完整性要求

 

2.1復合材料飛機結構設計規范的特點

飛機結構完整性的定義是：影響飛機安全使用和成本費用的機體結構的強度、剛度、損傷容限、耐久性和功能的總稱。”因此對飛機結構用材料體系的要求就必須滿足這些要求。由于碳纖維復合材料與金屬完全不同的破壞機理，其強度、剛度、損傷容限和耐久性的具體要求也不同，通過軍機復合材料結構強度規范的編制，作者總結出碳纖維復合材料飛機結構與金屬飛機結構完整性要求的主要差別為下列6點：

 

1) 以承認性能表征多樣性和材料與結構同時形成為基礎的材料和工藝要求；

 

2) 以承認初始缺陷/損傷對結構強度有影響為基礎的設計值確定方法；

 

3) 以考慮濕熱環境影響為基礎的靜強度設計；

 

4) 以承認靜力覆蓋疲勞和考慮沖擊損傷阻抗為基礎的耐久性設計；

 

5) 以沖擊損傷和損傷無擴展為特點的損傷容限設計；

 

6) 以積木式設計驗證試驗為基礎的結構驗證方法。

 

這些特點不僅適用于飛機結構，對類似由桿板殼組成的交通運輸車輛結構同樣適用。具體對飛機結構用復合材料的力學性能要求有關的主要是其中的2)~5)這4方面，下面分別闡述著4方面內容。

 

2.2若干定義

 

• 耐久性（Durability）：結構的耐久性是指機體結構在它預期的使用壽命期間，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，保持所要求的強度和剛度的能力。機體結構在受到預期的使用載荷和環境譜時，必須具有適當的耐久性，以在整個壽命期間不會因頻繁的維護、修理和更換零件而引起高昂的成本代價。

 

 

 

• 損傷容限（Damage Tolerance）：結構的損傷容限是指機體結構在給定的不做修理的使用期內，在存在缺陷、裂紋或其他損傷時，仍能實現它的使用功能的能力。損傷容限考慮的是，在定期的檢測發現損傷并進行修理以前，或如果損傷不可檢則在飛機的剩余壽命期間，含損傷結構具有足夠的剩余強度和剛度來保證飛機安全。

 

 

 

• 損傷阻抗（Damage Resistance）：在復合材料及其結構中，同某一事件或一系列事件相關的力、能量或其他參數與其所產生損傷尺寸及類型之間關系的度量，如一定能量的沖擊所產生的損傷面積或凹坑深度。

 

 

 

• 玻璃化轉變溫度（Glass Transition Temperature）：玻璃化轉變指非晶態聚合物、或處于無定形階段部分晶態聚合物的可逆變化過程；或由其黏性狀態或橡膠狀態轉變成硬而相對脆性的狀態，或由其硬而相對脆性的狀態轉變為黏性狀態或橡膠狀態。在發生玻璃化轉變的溫度范圍內，其近似的中點溫度值。

 

 

與金屬結構不同，對金屬結構設計，僅需材料性能數據即可，通常用材料許用值進行強度校核，但對復合材料結構設計進行強度校核除材料許用值外，主要使用結構設計值，因此作為民機復合材料結構適航的文件AC20-107B《復合材料結構》中專門分別給出許用值和設計值的定義：

 

 

• 許用值(Allowables)：在概率基礎上（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基準值），由層壓板或單層級的試驗數據確定的材料值。導出這些值要求的數據量由所需的統計意義（或基準）決定。

 

 

 

• 設計值(Design Value)：為保證整個結構的完整性具有高置信度，由試驗數據確定并被選用的材料、結構元件和結構細節的性能。這些值通常基于為考慮實際結構狀態而經過修正的許用值，并用于分析計算安全裕度。

 

 

3 以承認初始缺陷/損傷對結構強度有影響為基礎的設計值確定方法

 

碳纖維復合材料結構完整性中減重的關鍵是滿足損傷容限要求，各向同性的金屬結構損傷容限主要考慮疲勞引起的裂紋，疲勞裂紋產生的初期對結構靜強度基本沒有影響，因此其靜強度可以用無缺陷/損傷的完好材料性能進行設計；而復合材料結構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，這包括制造過程產生的缺陷，如孔隙率、分層、沖擊損傷等，以及使用過程中產生的損傷，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度的40%以下。因此復合材料結構設計的靜強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孔引起的強度降來覆蓋通常制造中出現的缺陷，特別是可以用含6.35mm孔引起的壓縮強度降覆蓋各種制造缺陷（除沖擊損傷外）引起的強度降，如圖1所示。為滿足其損傷容限要求，確定蒙皮結構設計值的關鍵因素如圖2所示，對拉伸設計值的確定主要依據其開孔拉伸強度，而壓縮設計值的確定主要依據開孔壓縮強度和沖擊后壓縮強度。因此準各向同性鋪層層壓板的開孔拉伸強度和開孔壓縮強度成為了復合材料許用值，含沖擊損傷準各向同性鋪層層壓板試樣的壓縮強度也是材料性能的一部分。值得關注的是結構設計值的確定與蒙皮厚度有關（薄板主要考慮穩定性，厚板的主要威脅不是沖擊損傷），圖3所示為不同厚度機翼蒙皮結構確定壓縮設計值的主要考慮因素。對復合材料結構而言，由開孔拉伸強度確定的拉伸設計值通常足以滿足結構減重的要求，所以拉伸性能不是材料研制的重點，而影響結構減重的關鍵是開孔壓縮強度和沖擊后壓縮強度，因此提高其開孔壓縮強度和沖擊后壓縮強度一直是復合材料研制的重點，從而對樹脂研發人員，基體的性能以及與相應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。雖然這些規律是復合材料飛機結構設計與使用的經驗教訓，但同樣適合于對安全性要求極高的其他碳纖維復合材料應用領域，特別是交通運輸車輛結構（包括汽車和軌交車輛）。

 

圖1 缺陷/損傷引起的強度降

 

圖2用于確定結構設計值的條件

 

圖3不同厚度機翼蒙皮結構壓縮設計值的確定依據

4 以考慮濕熱環境影響為基礎的靜強度設計

1970年代初，波音公司在民機結構上次使用復合材料部件，生產了100多架次擾流板在航線上運行，1975年對長期使用后的擾流板進行檢查，發現復合材料結構存在兩個金屬結構不存在的問題：沖擊損傷和濕熱影響。飛機結構用復合材料的基體主要是高分子材料——樹脂（飛機結構主要是環氧樹脂），高分子材料的特點是其玻璃化轉變溫度比較低（高溫固化環氧大約為180°C，中溫固化環氧大約為120°C），同時在長期使用時還會從周圍環境中吸收水分，通常吸濕容易，去濕比較難，隨著使用時間的增加，在機體結構中水分會越聚越多。隨著吸濕量的增加，其玻璃化轉變溫度會持續降低。高分子材料的特點是在接近玻璃化轉變溫度時，其與樹脂相關的力學性能會急劇降低（如圖4所示）。大量數據表明通常拉伸強度在干冷狀態下（航空結構的低使用溫度為-55°C）會比較低（無孔和開孔拉伸強度降一般不超過10%），而與基體有關的力學性能（無孔和開孔壓縮強度、剪切強度和模量、擠壓強度等）在濕熱狀態下（對民機結構通常為70°C和85%RH下吸濕平衡，對軍機結構工作溫度通常超過100°C）會有明顯的降低（下降15%~40%）。飛機結構的靜強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度要求，因此設計時所用設計值必須考慮濕熱對力學性能的影響，從而希望所用樹脂在濕熱狀態下力學性能不會出現明顯的降低。

 

圖4 溫度和吸濕量對與基體有關力學性能的影響

5 以承認靜力覆蓋疲勞和考慮沖擊損傷阻抗為基礎的耐久性設計

 

樹脂基碳纖維復合材料（不包括玻璃纖維增強樹脂基復合材料）在飛機結構中的應用已超過50年，迄今未見過因為疲勞而出現飛行事故的案例報道，國內軍機復合材料結構投入使用也已超過30年，業內也未傳出過此類事故。作者從事復合材料飛機結構疲勞研究已超過30年，參與過大量從試樣-元件-結構件-全尺寸結構的疲勞試驗，大量試驗結果證實了飛機復合材料結構的“靜力覆蓋疲勞”設計概念。這一設計理念的基礎是1)結構設計值基于含缺陷/損傷試樣的許用值；2)含缺陷/損傷試樣的壓縮強度疲勞極限（106循環對應的疲勞強度）不低于相應靜強度的50%（拉伸載荷下更高）。因此可以在樹脂研發時可以不關注其疲勞性能。

 

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

 

6 以沖擊損傷和損傷無擴展為特點的損傷容限設計

 

如前所述，沖擊損傷是碳纖維復合材料結構使用一開始就發現的特殊問題，迄今為止對沖擊損傷的研究一直是材料研制、結構設計、工藝制造和使用維護關注的重點，也是航空結構用環氧樹脂研制的核心。碳纖維復合材料沖擊損傷的特點是即使從外表面看不到任何損傷的痕跡，但其內部出現的分層和基體裂紋可使其承載能力下降到無損狀態的40%以下，對結構安全造成了巨大的威脅。正因為沖擊損傷的存在，長期以來復合材料結構的壓縮設計值由于其沖擊后壓縮破壞應變比較低而無法超過4000μe（盡管無損試樣的壓縮破壞應變B基準值一般為7000~8000μe），其原因就是樹脂的脆性導致的。在1980年代試圖將復合材料用于及機身機翼時，為使其減重獲得的效益超過其成本的增加，設計師的選就是希望將復合材料的壓縮設計值提高到6000μe，為實現這一目標必須提高復合材料的沖擊后壓縮破壞強度（應變），而有效措施就是必須對樹脂進行增韌。當初波音向東麗公司提出研發T800碳纖維的目標時，除了纖維模量和強度指標外，第三個指標是將其與韌性樹脂復合后將壓縮設計值從3000~4000μe提高到6000μe。目前大家耳熟能詳的沖擊后壓縮強度（CAI）指標，就是在進行樹脂增韌研究過程中為評價增韌效果的背景下于1982年次提出的。

 

值得指出的是，很多人認為CAI的指標是對規定的試樣和沖擊頭尺寸，在規定的支持狀態下用沖擊能量6.67J/mm進行沖擊后得到的壓縮強度值。聯系到復合材料結構設計的背景，這一理解是有問題的。民機適航文件AC20-107B《復合材料飛機結構》中給出的民用飛機復合材料結構的損傷容限要求是“應證明，由制造和使用中預計很可能出現，但不大于按所選檢測方法確定的可撿門檻值，不會使結構強度低于極限承載能力。”并指出“當采用目視檢測方法時可靠檢出門檻值時可能的沖擊損傷稱為目視勉強可見沖擊損傷（BVID）。”對于傳統的T300級增強改性環氧樹脂基復合材料，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生目視勉強可見沖擊損傷。作者的研究表明按6.67J/mm進行沖擊和按產生目視勉強可見沖擊損傷兩種引入損傷的標準來確定CAI，可能得到完全相反的結論（見圖5）。過去曾出現過按6.67J/mm對復合材料的評價來進行選材，在結構研發時卻無法滿足損傷容限要求的痛苦教訓。因此目前均必須按產生1mm深凹坑的沖擊損傷得到的CAI值進行選材。

 

圖5按不同初始沖擊損傷標準對復合材料進行評價的結果

 

由于復合材料的組成特點，使其在疲勞載荷下不會產生疲勞裂紋，同時其損傷在疲勞載荷下擴展呈現“突然死亡”的特點，從而在結構設計時必須采用損傷無擴展的設計理念并通過試驗證實。

 

7 飛機結構選材原則

 

復合材料結構設計規范的選材原則中下列幾點值得關注：

 

1) 應考慮與制造工藝的一致性；

 

2) 應滿足結構使用環境和力學性能要求，具體包括：

 

a) 材料高使用溫度應高于結構高使用溫度；

 

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

 

3) 應具有良好的工藝性（成型固化工藝性、機械加工性、可修補性等）；

 

結合上述要求，在結構開始設計選材時，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它們對結構設計的關鍵程度，其他力學性能（例如90°拉伸與壓縮性能）對結構性能的影響是次要的，其中單向板的性能是常規的0°拉伸、壓縮和剪切性能，特別是拉伸、壓縮和剪切模量是結構設計的關鍵性能；有關層壓板的5項性能對復合材料是特有的，其中開孔拉伸、壓縮和沖擊后壓縮性能是確定結構拉伸與壓縮設計值的基礎；所有的結構薄弱環節都是連接處，而機械連接在飛機結構設計中不可避免，因此擠壓性能決定了機械連接強度，靜壓痕性能主要用于評估薄蒙皮結構和夾層結構蒙皮的損傷阻抗性能。對拉伸性能干冷狀態嚴重，對壓縮、剪切和擠壓性能濕熱狀態嚴重，所以還要對這些性能進行環境條件下的性能測試。

 

注意在選材矩陣中沒有習慣采用的短梁剪切強度（嚴格來說是短梁強度）、彎曲強度和模量，采用上述性能進行材料選材的做法來源于復合材料應用的早期，由于對復合材料的破壞機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來確定其剪切性能，用彎曲試驗來確定其拉伸性能。

 

關于短梁強度，CMH-17G《復合材料手冊》中指出：“遺憾的是，過去通常應用此試驗（且某些人仍在應用）來建立用于結構設計準則的設計許用值。然而，由于V形缺口梁方法的應用，使得用短梁強度試驗測定剪切性能成為過時的方法。目前短梁強度試驗應僅用于定性測試，例如材料工藝的研發和控制。”短梁強度的試驗方法ASTM D 2344中也指出“大多數情況下，因為試樣內部應力的復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度與任何一種材料性能建立起聯系。”還指出“本試驗方法測量的短梁強度可以用于質量控制和工藝規范。只要失效模式完全相同，也可以用于復合材料的比較試驗。”

 

關于彎曲試驗，CMH-17G《復合材料手冊》中指出：“還沒有推薦用于測定復合材料層壓板彎曲性能的試驗方法。即使存在經批準的彎曲試驗方法，但對于結果的有效性仍存在著某些爭議。在航宇工業中，彎曲試驗主要是用于質量控制。”ASTM D790“未增強和增強塑料及電絕緣材料的彎曲性能”初是為塑料編制的，一度經修改并批準用于復合材料，它曾被修訂為國標被廣為應用。在長期使用過程中彎曲強度和模量數據一直被廣為詬病，不像金屬材料，其試樣厚度和表面狀態基本上是不變的，而復合材料層壓板的厚度允許有相當大的公差，其表面狀態也會有相當大的變化（例如貼模面和貼袋面），彎曲性能還隨試驗溫度、大氣環境條件以及給定的應變率不同而改變。這些在試樣制作和試驗時允許的參數變化對試驗結果會產生相當大的變化，以致往往無法對試驗結果的合理性（例如材料質量是否合格）作出正確的解釋。為此2007年該標準已從美國的標準ASTM D30標準中撤銷，目前在多數飛機公司所用材料規范中也不再出現彎曲性能的檢測指標。新制訂的D7264“聚合物基復合材料彎曲性能的標準試驗方法”該試驗方法的目的是確定聚合物基復合材料在所規定條件下的彎曲性能（包括強度、剛度、和載荷/撓度行為），主要從產品上截取試驗件（包括平板和曲板），并主要用于確定其彎曲強度，而不是用于評價拉伸強度，二者可能是不同的，且相互沒有關聯。

 

短梁強度和彎曲性能在實踐中往往用于工藝過程檢驗，在CMH-17G中對此給出了下列說明: “在早期復合材料生產過程中，大多數用戶要求做0°彎曲強度與模量及短梁剪切強度試驗。但是，近年來許多制造方已將這些試驗改為要求取自生產部件指定區域試樣的玻璃化轉變溫度、單層厚度、纖維體積含量、空隙含量和鋪層數。”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下的開孔壓縮強度（OHC）和沖擊后壓縮強度（CAI）是選材關鍵的性能，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往往需要在二者當中進行協調，不能一味追求高CAI，某種程度上濕熱狀態下的OHC可能更關鍵。

 

表1飛機結構復合材料選材矩陣

 

 

作者簡介

沈真，復合材料學會榮譽理事、SAMPE北京分會副主席、江蘇恒神股份有限公司高級顧問，主要研究復合材料結構強度設計和力學性能表征技術。曾在英國帝國理工學院、德國宇航研究院、意大利都靈工業大學、澳大利亞悉尼大學等國外知名院校從事復合材料力學研究工作。在40多年的科研工作中曾長期擔任國防重點預研課題的負責人，參與了迄今為止幾乎所有飛機復合材料結構的研制。同時在國內外的重要刊物和學術會議上發表100多篇論文，先后主持編寫了多部專著和20多項國標、國軍標、航空行業標準，主持翻譯了大量國外文獻。同時參與編寫了多部學術專著。多年來共獲科技進步二等獎1項、部級科技進步一、二、三等獎共18項，2001年被評為解放軍總裝備部1996~2000年預研先進個人，2006年獲航空報國優秀貢獻獎。