王艷麗，孫啟星，王再玉，劉慧慧，萬 渠，孫岳煒，蔣若冰

（中航工業(yè)洪都，江西 南昌 330024）

0 引 言

復合材料因具有比強（剛）度高、抗疲勞性能好、耐腐蝕及可設計性強等特點，在飛行器上的應用部位和用量已成為衡量飛行器先進性的一個重要標志。復合材料的老化性能是復合材料設計的一個重要指標，而目前對復合材料老化性能缺乏系統(tǒng)的研究，在一定程度上限制了復合材料在產(chǎn)品中的應用。

某型飛行器系統(tǒng)大量應用復合材料，如機身蒙皮、機翼、副翼以及各種口蓋等，儲存壽命要求較高，為評估產(chǎn)品壽命期內(nèi)的可靠性，按儲存及使用條件對復合材料進行了老化試驗，得到復合材料老化后的力學性能，據(jù)此對產(chǎn)品進行了評估，并根據(jù)產(chǎn)品壽命情況對復合材料結構設計提出了一些建議。

1 復合材料構件面向貯存壽命的設計考慮

結構系統(tǒng)在設計選材之初需對強度、重量、使用溫度等要求進行綜合考慮，如復合材料構件材料體系選用了某增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基碳纖維和某增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基玻璃布。為提高復合材料零部件的貯存壽命，在整個設計中始終貫徹以下原則：

1）避免出現(xiàn)不同電位材料相接觸的情況，若不可避免則在接觸部位采取了防腐設計措施，如：碳纖維復合材料與鋁合金接觸部位采用鋪敷玻璃布進行隔離防護；

2）用于復合材料部位的緊固件，選用不銹鋼鉚釘；

3）復合材料部位緊固件的安裝采用濕裝配。

2 復合材料構件貯存壽命分析

復合材料構件在貯存環(huán)境下，經(jīng)受濕度、溫度和應力聯(lián)合作用使材料產(chǎn)生老化，由于老化造成其性能下降后，是否仍滿足使用要求，應結合構件實際使用情況開展分析。以材料體系本身在貯存條件及貯存壽命下的老化后性能測試數(shù)據(jù)為輸入，分析得出用于承力構件（飛行器機翼）的安全裕度，從而評估復合材料類構件的貯存壽命。

2.1 材料體系老化性能分析

2.1.1 材料老化試驗條件

復合材料老化后將導致其變剛硬、柔度下降、模量增高，主要影響由基體控制的力學性能。復合材料構件在實際使用中，基本承載層是某增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基碳纖維，該增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基玻璃布用于防腐隔離及制件表面防護，防護目的是減少制件制孔時產(chǎn)生的碎片數(shù)量及保護基本承載層。于2013年壓制試板后，委托中國飛機強度研究所力學性能評定與測試中心對此增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基碳纖維的老化性能進行了加速老化試驗。由于零部件從材料到產(chǎn)品需考慮制造過程，同時整個貯存期內(nèi)還應滿足強剛度設計要求，故材料的老化試驗條件較飛行器貯存條件與壽命要求更為嚴格，具體要求如下：

1）條件1：溫度5℃～30℃，30℃下相對濕度為70%，貯存期限2年；

2）條件2：自然環(huán)境下在包裝箱內(nèi)待裝1年、密封包裝箱內(nèi)(充99%氮氣）貯存期限20年；

3）條件3：溫度-45℃～+60℃，30℃下相對濕度為95%，有箱體保護，貯存期限1年。

上述3個條件均需同時滿足，按加速老化經(jīng)驗公式進行換算，材料老化試驗條件等同為：在70℃、85%相對濕度的老化箱中加速老化139天。

2.1.2 材料老化測試結果及分析

根據(jù)中國飛機強度研究所2014年4月提供的該增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基碳纖維復合材料力學性能測試報告，將室溫干態(tài)與老化后力學性能進行列表對比分析，性能保持率具體見表1，其中強度值取最小值、模量值取平均值。

從表1可知，除橫向拉伸強度、橫向拉伸模量及層間剪切強度有所降低（保持率分別為35.6%、90.7%及85.9%）外，其余各項力學性能值均有所提高或變化較小。

表1 材料力學性能對比分析表

2.2 典型構件強剛度分析

2.2.1 室溫干態(tài)情況

使用表1中該增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基碳纖維復合材料室溫干態(tài)力學性能數(shù)據(jù)，對該型飛行器典型構件（復合材料機翼）進行了強剛度分析，機翼應力云圖見圖1，安全裕度云圖見圖2，機翼位移云圖見圖3。從計算云圖可知，復合材料機翼安全裕度為0.86，安全裕度值大于零，滿足強度設計要求；室溫干態(tài)情況下機翼最大位移為155mm，小于翼展的10%，滿足位移控制要求。

2.2.2 老化情況

按表1中該增韌改性高性能環(huán)氧樹脂基碳纖維復合材料老化后力學性能數(shù)據(jù)，同樣對典型構件（復合材料機翼）進行了強剛度分析。老化后機翼應力云圖見圖4、裕度云圖見圖5、位移云圖見圖6。從計算云圖可知，老化后復合材料機翼安全裕度為0.036；此情況下機翼最大位移為159mm，較室溫干態(tài)（155mm）略有升高，仍小于翼展的10%，滿足位移控制要求。

圖1 機翼應力云圖

圖2 機翼安全裕度云圖

圖3 機翼位移云圖

圖4 老化后機翼應力云圖

圖5 老化后機翼安全裕度云圖

2.3 數(shù)據(jù)分析

復合材料構件常溫干態(tài)安全裕度為0.86，老化情況安全裕度為0.036，而根據(jù)表1復合材料常溫及老化性能對比，復合材料老化后橫向拉伸強度保持率為35.6%，其他各個方向力學性能保持率在85%以上。因此可以得出安全裕度下降的主要原因是由于橫向拉伸強度的下降，根據(jù)此結論，結合復合材料結構設計實際情況，可通過優(yōu)化鋪層方向提高結構安全裕度。

圖6 老化后機翼位移云圖

在改變結構鋪層方向 （主要改變安全裕度最小的鋪層）后，結構安全裕度有所提高(0.291)。因此在設計中應合理設計結構鋪層，根據(jù)結構受力形式、材料各方向力學性能進行綜合分析，以得到最優(yōu)結果(圖7）。

圖7 改進鋪層后機翼安全裕度云圖（老化）

3 結 論

本文針對某型飛行器結構系統(tǒng)復合材料構件貯存壽命，規(guī)劃開展了材料貯存后的老化性能測試試驗，根據(jù)試驗得到的復合材料常溫及老化性能對復合材料機翼進行了老化分析，得出以下結論：

1）根據(jù)老化力學性能數(shù)據(jù)對復合材料機翼進行貯存期老化分析，驗證了結構壽命期的可靠性，結構滿足21年的貯存壽命要求；

2）復合材料老化后力學性能與初始狀態(tài)差別較大，鋪層設計應綜合考慮兩個狀態(tài)的力學性能，以提高結構承載能力。