与金属材料相比，复合材料的力学特性有什么特点

与金属材料相比，复合材料的力学特性有什么特点

复合材料中以纤维增强材料应用最广、用量最大。其特点是比重小、比强度和比模量大。例如碳纤维与环氧树脂复合的材料，其比强度和比模量均比钢和铝合金大数倍，还具有优良的化学稳定性、减摩耐磨、自润滑、耐热、耐疲劳、耐蠕变、消声、电绝缘等性能。石墨纤维与树脂复合可得到热膨胀系数几乎等于零的材料。纤维增强材料的另一个特点是各向异性，因此可按制件不同部位的强度要求设计纤维的排列。以碳纤维和碳化硅纤维增强的铝基复合材料，在500℃时仍能保持足够的强度和模量。碳化硅纤维与钛复合，不但钛的耐热性提高，且耐磨损，可用作发动机风扇叶片。碳化硅纤维与陶瓷复合， 使用温度可达1500℃，比超合金涡轮叶片的使用温度（1100℃）高得多。碳纤维增强碳、石墨纤维增强碳或石墨纤维增强石墨，构成耐烧蚀材料，已用于航天器、火箭导弹和原子能反应堆中。非金属基复合材料由于密度小，用于汽车和飞机可减轻重量、提高速度、节约能源。用碳纤维和玻璃纤维混合制成的复合材料片弹簧，其刚度和承载能力与重量大5倍多的钢片弹簧相当。

材料的进展是结构发展的基础，但新材料的性能指标则取决于结构设计的需求，复合材料从第一代到第二代的发展就经历了这样的过程。当复合材料在以刚度控制为主的尾翼构件中应用时，在确定第一代复合材料体系（以T300为代表的碳纤维和以5208与913C为代表的树脂体系）的性能指标时，波音公司的要求起了决定性作用。20世纪70年代末开始探索将复合材料用于强度控制为主的机翼结构（特别是民机机翼结构）时，飞机设计师大多认为，只有将压缩设计许用值提高到6000με才有可能满足减重和成本的要求，正是它们的需求提出了研制第二代复合材料体系（以T800、IMS为代表的中模高强碳纤维和以3900、8552和M21为代表的韧性树脂体系）的要求。但这样的复合材料体系并未实现6000με压缩设计许用值来实现减重目标，国外复合材料机翼结构降低成本的目标是通过采用自动化制造工艺、采用共固化与共胶接等先进工艺来实现整体化结构设计，以及利用复合材料结构优异的抗疲劳与抗腐蚀性能降低维护费用等途径实现的，因此目前国外的第二代复合材料体系是否是机翼结构的最佳材料值得探讨。本文试图从机翼结构的结构完整性要求和复合材料抗冲击性能与压缩设计许用值的关系出发，探讨适用于机翼结构的复合材料力学性能要求，以及对碳纤维和树脂性能的相应要求。

复合材料机翼结构完整性要求分析

飞机结构完整性要求的定义是：“影响飞机安全使用和成本费用的机体结构件的结构强度、刚度、损伤容限、耐久性和功能的总称。”[1]由于复合材料结构通常具有优异的抗疲劳和抗腐蚀性能，耐久性一般不是设计考虑的主要因素，因此约束设计的主要因素是强度、刚度和损伤容限要求，其中刚度要求除了动特性外主要是稳定性问题。复合材料民机机翼结构，特别是上蒙皮结构通常采用的强度设计准则包括：

（1）强度/稳定性要求。所有的结构部件要满足100%设计极限载荷（DUL）；低于115%DUL时不出现总体屈曲；低于100%DUL时不出现局部的壁板屈曲。

（2）损伤容限要求。蒙皮壁板含目视勉强可见冲击损伤（BVID）时，蒙皮壁板应能承受100%DUL；内部骨架和桁条含有最大不超过27J的冲击损伤时，应能承受100%设计限制载荷（DLL）；蒙皮壁板含目视可见冲击损伤（VID）时，应能承受100%DLL；蒙皮壁板含有像主发动机破坏后可能遇到的离散源损伤或切断一根桁条及其相邻的蒙皮跨时，蒙皮壁板应能承受70%的DLL。

（3）维修性要求。要求部件上任意部位可检损伤能够用螺接补片修理，修理后要求结构在剩余的寿命期间能承受100%DUL。

根据这样的设计准则，控制机翼蒙皮部位的设计约束主要是稳定性要求（结构厚度小于4mm时）和损伤容限要求（结构厚度约3～7mm时），较厚蒙皮结构的设计约束是维修性要求（结构厚度大于6mm时），此外机械连接部位的设计约束是静强度要求，因此机翼结构的减重主要取决于稳定性和损伤容限要求，对第二代复合材料体系的性能要求也主要围绕这2个方面来考虑。对稳定性要求，目标是提高蒙皮壁板的初始屈曲载荷，而从材料性能角度，最简单的方法是提高复合材料体系的模量，因此国外飞机机翼上的蒙皮一般采用模量约300GPa的碳纤维（如IM系列或T800等）。对损伤容限要求，目标是提高压缩设计许用值，而从材料性能角度是提高复合材料体系的抗冲击性能