军用战斗机中碳纤维复合材料的应用及材料选择标准（一）：应力标准

研究表明，由于战斗机的特殊要求，它们通常会推动新技术的发展。近年来，工业界对轻质材料的需求大幅增长。如今，民机中复合材料的使用量已经达到了50%以上，同时还提供了许多优点，例如高比强度和高比刚度，优异的疲劳性能和耐腐蚀性等等。通常，碳纤维复合材料轻量化结构提供了增强的有效载荷、改进的灵活性、短距起飞、远程任务和高机动能力。

当我们纵观复合材料航空发展史，复合材料是在20世纪60年代首次应用于军用飞机，后来在20世纪70年代扩展到民用飞机领域。经实验证明，复合材料结构件，与等效的铝结构设计相比，可以实现15-20%的重量节省。因此，在某些情况下，结构件的应用导致零件成本显著增加。碳纤维热固性复合材料材料的应用越来越多，从次级结构、控制面开始，到后来的机翼和主机身结构，这已经证明几乎所有的结构型飞机部件都可以用这些材料制造，并且可以实现预期的效益。

现代飞机结构是由薄层预浸渍纤维堆叠成层压板构成。薄层中的纤维通常是单向（UD）碳纤维或预浸有聚合物树脂的机织织物。机织物和UD带都用于飞机结构的制造业。由于自动化的机会和成本，通常选择UD预浸料。自动化胶带铺设（ATL）和先进纤维铺设（AFP）等方法通常用于生产高成本零部件。

商用飞机用UD预浸料的纤维体积含量一般控制为55–57%。当在高温和压力下固化时，它们会形成高刚度、轻量化的复合材料结构件。对于航空结构部件，与其他复合材料技术相比，碳纤维预浸料可提供最高的比刚度和比强度。例如，硼纤维增强环氧树脂复合材料被用于美国F-14和F-15战斗机的尾翼蒙皮，但制造时使用的复合材料的结构重量百分比很小，F-15中复合材料用量仅为2%。随后，复合材料应用比例逐渐提高，从F-18的19%上升到F-22的24%。

碳纤维材料也用于欧洲台风战斗机。如下图1所示，机翼蒙皮、前机身、襟翼和方向舵都使用了复合材料，增韧环氧表层约占外表面的75%。另一方面，使用复合材料不是战斗机的特权，复合材料在商用飞机上的首次重大应用是空客公司1983年在A300和A310的方向舵上的应用，然后是1985年在垂直尾翼上的应用。

图1 欧洲台风战斗机中的主要材料

由于复合材料具有较高的比刚度和强度，因此在运输应用中受到广泛关注，而由于重量较轻，燃料消耗和排放量都可以减少。据悉，一架客机每增加一公斤，每年需要增加130升燃料。可以预计，碳纤维复合材料的使用范围将达到几乎所有的区域和约40%的结构重量将由碳纤维复合材料制成。在新型战斗机的开发中，不断提高性能的需求要求在载重结构上大幅度减轻重量。除了设计技术的改进（例如集成设计、优化），碳纤维复合材料以及更高效的施工方法具有显著的减重潜力。

在本系列文章中将会介绍战斗机用碳纤维复合材料的选择标准，以便在重量、强度和成本方面选择最合适的材料来满足要求，本文首先介绍了飞机结构的应力标准。

Part 1:飞机结构的应力标准

碳纤维复合材料广泛应用于许多现代战斗机，如洛克希德·马丁F-35闪电战斗机、欧洲战斗机、拉斐尔和萨博鹰狮。碳纤维材料是飞机承重结构中应用最广泛的材料之一，例如：机翼蒙皮、襟副翼、垂直稳定器、 机身和尾翼等。

欧洲台风战斗机，约40%的结构重量是碳纤维增强复合材料（上图1）。重量节省可以增加有效载荷范围，提供在恒定性能水平下缩小子系统尺寸的机会，或者可提供更好的燃料效率。

再比如，美国第五代战斗机F/A-22，作为全球最先进的飞机，它在机身、机翼和尾翼的最重要部分使用了碳纤维复合材料。事实上，这款军机中的钛合金占该总重量的40%，复合材料占34%。

此外，复合材料的结构强度和耐久性促使了其他飞机部件的开发。如今的隐形飞机是由碳纤维增强聚合物制成的，因为碳纤维具有优越的性能，有助于减少热辐射和雷达反射。图2描绘了用于欧洲战斗机的CFC（carbon fiber composites）机翼，该机翼通过弯曲和剪切配件连接到机身上。扭转箱由承载蒙皮和连接到下蒙皮的抗剪梁和肋组成。

图2 碳纤维复合材料机翼的强度标准

为结构提供性能保证，必须确保箱体设计的主要标准。碳纤维复合材料的机械性能，例如高拉伸和压缩弹性模量、高缺口拉伸和缺口压缩强度等，提供了较高的襟副翼、足够的蒙皮和梁腹板屈曲稳定性以及较高的载荷引入强度。图3显示了驾驶舱区域中前机身的典型结构，并说明了与机翼相同的标准在这里是如何主要有效的。

图3 碳纤维机身典型截面结构

在制造或使用过程中，结构通常容易受到异物损坏，可能在碳纤维复合材料中产生几乎不可见的分层，并可能导致压缩强度降低。实验数据表明，分层可以在不同的过程中进行，主要是受到冲击损伤的影响。在这种情况下，通常无法从冲击面检测到分层。研究发现，分层大大降低了压缩性能，因为结构表现为一系列薄支柱，而不是原始厚截面。

冲击后压缩强度是关于应力的另一个重要要求。如图4所示，分层试样的抗压强度随初始分层面积的增大而减小。孔洞越大，孔洞周围的应力区域越高，这会因裂纹而降低材料的强度。这可以通过失效模式来解释。当压缩载荷施加到分层面积较小的试样上时，分层将增长并导致局部屈曲和破坏。

图4 冲击后压缩强度与初始分层面积的关系

与金属材料不同，CFC层压板非常容易受到与静强度相关的缺口的影响，因此它对破坏具有弹性，无法在缺口（螺栓孔、切口等）周围发生局部屈服（图5）。此外，层压板缺口强度会受缺口尺寸的影响。

图5 碳纤维复合材料层压板的缺口拉伸强度

在缺口准各向同性层压板中，可能会发生局部屈曲，从而导致过早断裂。因此，CFC制造的战斗机机身结构的主要标准包括拉伸和压缩弹性模量、缺口拉伸和压缩强度以及冲击后压缩强度（CAI）。此外，开孔压缩中的强度降低不如拉伸中严重，这可能是因为净压缩强度本身明显小于拉伸中的强度，并且已经说明了压缩应力状态下的一些强度降低特征。

此外，在潮湿的环境中，基体材料会吸收水分并降解，从而减少对纤维的支撑。上述一些性能随着湿度和温度的降低而降低，必须考虑最坏的干/湿条件和冷/热环境的组合。

如果满足制造要求，则只能通过查看总结构重量影响来对不同半成品进行最终评估。因此，所有由碳纤维复合材料制成的飞机部件（例如机翼、机身、翅片）均已初步受力，上述性能对复合材料结构总重量的贡献如下：拉伸模量=7%、压缩模量=40%、开孔抗拉强度=15%、填充孔抗压强度=22%、承载强度=11%、冲击后压缩强度=5%。

本文来自：碳纤维及其复合材料技术