趙天，李營，張超，姚遼軍,黃懌行，黃治新，陳誠，汪萬棟，祖磊，周華民，裘進(jìn)浩，邱志平,方岱寧

1. 北京理工大學(xué) 先進(jìn)結(jié)構(gòu)技術(shù)研究院, 北京 100081 2. 南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院, 南京 210016 3. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院, 哈爾濱 150001 4. 華中科技大學(xué) 材料科學(xué)與工程學(xué)院，武漢 430074 5. 西北工業(yè)大學(xué) 民航學(xué)院, 西安 710072 6. 合肥工業(yè)大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，合肥 230009 7. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100083

復(fù)合材料(Composite Materials)是由2種或2種以上不同性質(zhì)的材料，基于物理或化學(xué)的方法，組成具有新性能的材料。多種材料在宏微觀尺度上協(xié)同作用，使復(fù)合材料的綜合性能遠(yuǎn)優(yōu)于原始材料簡單疊加后產(chǎn)生的效果。當(dāng)前航空裝備中所廣泛采用的復(fù)合材料主要是基于纖維增強(qiáng)的金屬或者非金屬材料(如樹脂、陶瓷等)，統(tǒng)稱為纖維增強(qiáng)復(fù)合材料(以下簡稱為“復(fù)合材料”)。由于增強(qiáng)纖維的引入，賦予了復(fù)合材料相較于傳統(tǒng)金屬材料更加優(yōu)越的比剛度、比強(qiáng)度，從而有效降低了飛行器結(jié)構(gòu)的重量，提高了有效載荷。同時(shí)，由于復(fù)合材料中多材料相互協(xié)同的特性為結(jié)構(gòu)從微觀到宏觀的可設(shè)計(jì)性創(chuàng)造了廣闊的空間，其本身不僅是“材料”，同樣是“結(jié)構(gòu)”，因此為航空裝備的材料結(jié)構(gòu)一體化、設(shè)計(jì)制造一體化提供了可能性，被認(rèn)為是未來航空結(jié)構(gòu)邁向輕量化、功能化與智能化的有效途徑之一。

輕量化、高可靠性、長壽命與高效能是航空裝備一直以來的發(fā)展需求。從20世紀(jì)60年代起，復(fù)合材料開始逐漸應(yīng)用于一些飛機(jī)零部件及非承力部件，如翼肋、角片及前后緣等。隨著制造技術(shù)的不斷發(fā)展，高性能復(fù)合材料已經(jīng)廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的主承力構(gòu)件。當(dāng)前最先進(jìn)的民用客機(jī)空客A350 XWB與波音787，其復(fù)合材料用量都已超過結(jié)構(gòu)總量的50%，而在軍用飛機(jī)(尤其是直升機(jī))結(jié)構(gòu)中占比甚至超過80%，應(yīng)用結(jié)構(gòu)已經(jīng)涵蓋艙壁蒙皮、機(jī)翼、龍骨梁及平尾垂尾等關(guān)鍵部位。高性能復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)占比已經(jīng)成為飛機(jī)先進(jìn)性的重要標(biāo)志，因此受到了工業(yè)界與學(xué)術(shù)界的廣泛關(guān)注與高度重視。近幾十年來，世界各國紛紛出臺(tái)各項(xiàng)政策以支持復(fù)合材料及其相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，如美國的ACEE(Aircraft Energy Efficiency)計(jì)劃，歐盟的“Clean Sky”計(jì)劃等，而中國自1970年之后，也一直都將航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)技術(shù)放在重點(diǎn)發(fā)展的層面。

然而，隨著新型航空飛行器的不斷發(fā)展，復(fù)合材料在航空結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用仍面臨著諸多的問題與挑戰(zhàn)。這些問題滲透進(jìn)入航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造、評價(jià)等多個(gè)環(huán)節(jié)，并涉及力學(xué)、材料、機(jī)械、控制等多學(xué)科交叉。纖維-樹脂界面性能改進(jìn)、復(fù)合材料宏微觀失效演化規(guī)律、成型中熱殘余應(yīng)力影響、結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)載荷失效機(jī)制以及大尺寸復(fù)雜構(gòu)件近凈成型等都存在尚未突破的基礎(chǔ)理論問題。從力學(xué)角度來講，為實(shí)現(xiàn)高性能復(fù)合材料在航空結(jié)構(gòu)中“靠得住，用得好”，需要從航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的力學(xué)設(shè)計(jì)與性能預(yù)測、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化設(shè)計(jì)方法以及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造工藝力學(xué)3個(gè)方面開展系統(tǒng)深入的研究，如圖1所示。

圖1 高性能航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中的3個(gè)關(guān)鍵力學(xué)問題[1,3]Fig.1 Three key mechanics problems in high-performance aerospace composite structures[1,3]

如何基于航空飛行器實(shí)際服役狀況而對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行合理的逆向設(shè)計(jì)及準(zhǔn)確的性能預(yù)測是伴隨著航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)發(fā)展的一個(gè)關(guān)鍵力學(xué)問題。由于復(fù)合材料的高度各向異性特性及結(jié)構(gòu)內(nèi)部存在的多尺度效應(yīng)，使得在服役過程中結(jié)構(gòu)內(nèi)部的損傷演化規(guī)律難以捕捉，傳統(tǒng)的金屬飛行器設(shè)計(jì)方法無法對其進(jìn)行有效的預(yù)測與評估。同時(shí)，航空飛行器在數(shù)十年的服役過程中所面臨的載荷工況極為復(fù)雜，如何對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞特性進(jìn)行預(yù)測，對結(jié)構(gòu)損傷演化進(jìn)行有效監(jiān)測，對于結(jié)構(gòu)整體的壽命評估具備十分重要的意義。另外，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接接頭往往是結(jié)構(gòu)整體的薄弱環(huán)節(jié)，如何對復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)的可靠性進(jìn)行有效分析與評估，也是一個(gè)關(guān)鍵力學(xué)問題。

航空飛行器在服役過程中會(huì)面臨多種嚴(yán)苛的環(huán)境體系，在滿足結(jié)構(gòu)性能的同時(shí)發(fā)展多功能集成的飛行器結(jié)構(gòu)是未來航空裝備的必然發(fā)展方向。強(qiáng)隱身與高抗沖擊特性可以有效保證飛行器在極端環(huán)境中的生存能力，是衡量飛行器先進(jìn)性的重要指標(biāo)。然而，前者需考慮復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在多物理場耦合作用下的力學(xué)響應(yīng)，而后者則要評價(jià)高速載荷下結(jié)構(gòu)的應(yīng)變率效應(yīng)與能量吸收特性。另外，研究過程中同樣要考慮復(fù)合材料的尺度及各向異性等特性，這些都為航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化設(shè)計(jì)提出了極具挑戰(zhàn)性的力學(xué)問題。

航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造工藝力學(xué)方法是保證結(jié)構(gòu)服役性能與實(shí)現(xiàn)飛行器各項(xiàng)功能特性的重要手段。隨著制造技術(shù)的不斷發(fā)展，傳統(tǒng)的熱壓罐技術(shù)已無法滿足當(dāng)前的市場需求，各種非熱壓罐技術(shù)(Out-of-Autoclave, OOA)正在迅速崛起。其中較為代表性的主要有復(fù)合材料結(jié)構(gòu)纏繞技術(shù)、原位鋪放技術(shù)及熱塑性復(fù)合材料制造技術(shù)。新型的制造技術(shù)雖然可以為更多設(shè)計(jì)理念鋪路，但同時(shí)也會(huì)引入更多的“不穩(wěn)定因素”，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)缺陷。設(shè)計(jì)是龍頭，制造是橋梁，評價(jià)是保證。如何從結(jié)構(gòu)力學(xué)性能出發(fā)，發(fā)展航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)可靠的工藝力學(xué)逆向設(shè)計(jì)方法，形成設(shè)計(jì)-制造-評價(jià)一體化閉環(huán)模式，是高性能復(fù)合材料在航空飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)一步發(fā)展必須要解決的問題。近年來，國內(nèi)外學(xué)者圍繞這些關(guān)鍵問題開展了大量的研究工作。

本文針對上述3方面航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)的關(guān)鍵力學(xué)問題的相關(guān)研究進(jìn)展進(jìn)行綜述。文章包括4部分：第1節(jié)為航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的力學(xué)設(shè)計(jì)與性能預(yù)測, 重點(diǎn)介紹了飛行器輕量化設(shè)計(jì)與強(qiáng)度預(yù)測、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞性能、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)檢測與壽命預(yù)測以及異質(zhì)材料膠接結(jié)構(gòu)性能分析的研究現(xiàn)狀; 第2節(jié)介紹航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化設(shè)計(jì)技術(shù), 主要包括航空飛行器隱身與抗沖擊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面的工作; 第3節(jié)介紹高性能航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)工藝力學(xué)技術(shù)方面的研究, 重點(diǎn)介紹了復(fù)合材料纏繞技術(shù)、原位鋪放技術(shù)以及先進(jìn)熱塑性復(fù)合材料制造技術(shù)等方面的研究工作；第4節(jié)基于當(dāng)前的研究工作對這3個(gè)關(guān)鍵力學(xué)問題的未來研究方向進(jìn)行了一些思考與展望。

1 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)設(shè)計(jì)與性能預(yù)測

復(fù)合材料的多材料組合與各向異性特性極大地拓展了結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)空間，使得許多飛行結(jié)構(gòu)的“定制化”設(shè)計(jì)成為可能。如何針對復(fù)合材料的材料屬性，有效通過結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)來“趨利避害”，基于飛行器載荷要求充分發(fā)揮復(fù)合材料結(jié)構(gòu)特性是長久以來國內(nèi)外學(xué)術(shù)與工程領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。然而，不可忽視的是，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)高度各向異性及多尺度結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，同樣導(dǎo)致了結(jié)構(gòu)響應(yīng)離散性高、內(nèi)部裂紋擴(kuò)展復(fù)雜、損傷檢測困難、壽命預(yù)測不準(zhǔn)確等諸多問題與挑戰(zhàn)。因此，針對航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的力學(xué)設(shè)計(jì)與性能預(yù)測，國內(nèi)外學(xué)者開展了大量的工作，并在各個(gè)方向都取得了豐富的研究成果。本文主要從飛行器輕量化設(shè)計(jì)與強(qiáng)度評估、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞特性、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)檢測與壽命預(yù)測以及航空復(fù)合材料膠結(jié)連接結(jié)構(gòu)4個(gè)方面對當(dāng)前的研究進(jìn)展進(jìn)行評述，主要包含內(nèi)容如圖2所示。

圖2 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)設(shè)計(jì)與性能預(yù)測 綜述內(nèi)容概覽Fig.2 Content overview of mechanical design and performance prediction of aerospace composite structures

1.1 飛行器輕量化設(shè)計(jì)與強(qiáng)度評估

針對復(fù)合材料開展航空飛行器結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì),是保證結(jié)構(gòu)安全性、提高經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性和使用壽命的一種多學(xué)科綜合交叉的科學(xué)和技術(shù)，一直以來是世界各航空航天強(qiáng)國競相發(fā)展的重要陣地。其中復(fù)雜環(huán)境下關(guān)鍵力學(xué)行為預(yù)示、宏微觀一體的輕量化設(shè)計(jì)理論、精細(xì)化強(qiáng)度評估及驗(yàn)證方法是開展飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)技術(shù)研究的3個(gè)主要方面，并已取得了階段性的成果，如圖3所示。

圖3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)與強(qiáng)度評估[10]Fig.3 Light-weight design and strength evaluation of composite structures[10]

1.1.1 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)

在航空飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，輕量化一直是工程師們追求的終極目標(biāo)。目前復(fù)合材料在飛行器上的應(yīng)用已經(jīng)從次承力結(jié)構(gòu)逐步發(fā)展到主承力結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)已經(jīng)成為航空領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)旨在通過合理的優(yōu)化設(shè)計(jì)手段實(shí)現(xiàn)飛行器的減重與性能提升，可劃分為3個(gè)層次的設(shè)計(jì)：基于微觀力學(xué)方法的單層設(shè)計(jì)、基于宏觀力學(xué)方法的層合體設(shè)計(jì)和基于結(jié)構(gòu)力學(xué)的產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，其綜合設(shè)計(jì)過程如圖4所示。

圖4 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)綜合過程圖[13]Fig.4 Process diagram of structural design for aerospace composites[13]

單層設(shè)計(jì)是以復(fù)合材料的微觀組織結(jié)構(gòu)參數(shù)(如材料和界面的剛度、強(qiáng)度、韌度等)為設(shè)計(jì)變量，以宏觀性能為設(shè)計(jì)目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料性能一體化設(shè)計(jì)及多性能聯(lián)動(dòng)設(shè)計(jì)。鋪層設(shè)計(jì)是指通過優(yōu)化設(shè)計(jì)選取最佳的鋪層角度、鋪層順序、鋪層厚度和鋪層百分比，充分發(fā)揮復(fù)合材料鋪層各向異性的特性和結(jié)構(gòu)的層壓特性，包括常剛度設(shè)計(jì)和變剛度設(shè)計(jì)。產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是輕量化設(shè)計(jì)的最終階段，通過尺寸優(yōu)化、形狀優(yōu)化和拓?fù)鋬?yōu)化等方式確定構(gòu)型復(fù)雜的航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)(如具有大開口的機(jī)身壁板、大曲率的壓力艙蓋等)的宏觀形狀和尺寸，并通過連接設(shè)計(jì)以提高復(fù)合材料的連接性能。

由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造工藝更為復(fù)雜，其材料分散性遠(yuǎn)高于金屬材料，此外，載荷波動(dòng)和測量誤差也不可避免，在航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分析與計(jì)算中引入確定性假設(shè)與近似計(jì)算會(huì)使計(jì)算模式與實(shí)際情形有所偏離，合理表征多源不確定性因素是輕量化設(shè)計(jì)的前提。國內(nèi)外在不確定復(fù)合材料結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)領(lǐng)域已取得了豐碩的成果，主要內(nèi)容包括安全系數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)、可靠性優(yōu)化設(shè)計(jì)及魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)。安全系數(shù)法是一種相對保守的方法，目前國內(nèi)各院所所采用的基于安全系數(shù)的優(yōu)化策略均沿用美國標(biāo)準(zhǔn)安全系數(shù)選用1.5?？煽啃?魯棒性優(yōu)化設(shè)計(jì)解決了人們對不確定性的粗略認(rèn)知，使得復(fù)合材料輕量化設(shè)計(jì)沿著更加精細(xì)化的方向發(fā)展，針對不同的不確定參數(shù)量化方法，主要包括概率不確定性、非概率不確定性和復(fù)合不確定性處理方式。

綜合考慮宏觀結(jié)構(gòu)形狀、承載條件、幾何參數(shù)與細(xì)觀材料微結(jié)構(gòu)，開展材料結(jié)構(gòu)多尺度一體化設(shè)計(jì)已成為新的發(fā)展趨勢。而且，航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具有技術(shù)領(lǐng)域廣、協(xié)調(diào)難度大等特點(diǎn)，針對飛行器結(jié)構(gòu)開展基于MBD (Model Based Design) 的數(shù)字化協(xié)同設(shè)計(jì)將會(huì)為我國航空領(lǐng)域復(fù)合材料數(shù)字化設(shè)計(jì)、制造與應(yīng)用提供有力的支撐。

1.1.2 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)關(guān)鍵力學(xué)行為預(yù)示

近幾十年來，復(fù)合材料在航空領(lǐng)域得到了大量應(yīng)用，與減振、抗屈曲、抗疲勞、防/隔熱等關(guān)鍵力學(xué)問題相關(guān)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)不斷涌現(xiàn)，相關(guān)領(lǐng)域的發(fā)展趨勢如圖5所示。

圖5 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)關(guān)鍵力學(xué)問題分類Fig.5 Classification of typical mechanical problems in aerospace composite structures

具有良好減振性能的復(fù)合材料可以有效提高飛行器結(jié)構(gòu)在振動(dòng)作用下的安全性和可靠性，在設(shè)計(jì)階段可通過向結(jié)構(gòu)添加高損耗因子的阻尼材料來抑制振動(dòng)。一種方法是在結(jié)構(gòu)外添加阻尼層，但阻尼層在使用過程中容易發(fā)生分層剝離。另一種更為主流的方法是將阻尼材料添加到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中，可有效增加結(jié)構(gòu)的能量耗散。

纖維增強(qiáng)復(fù)合材料具有比剛度高、比強(qiáng)度大、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，但單一的薄壁結(jié)構(gòu)承受屈曲載荷能力不強(qiáng)，通常采用夾芯結(jié)構(gòu)和加強(qiáng)筋等形式來提高結(jié)構(gòu)的屈曲穩(wěn)定性?，F(xiàn)有的蜂窩夾芯、波紋夾芯、泡沫夾芯和格柵夾芯等結(jié)構(gòu)在飛機(jī)艙壁、機(jī)翼等關(guān)鍵部件中都得到了廣泛應(yīng)用，但制備成本亟需降低。針對復(fù)合材料加筋板屈曲分析，目前的研究主要從理論和實(shí)驗(yàn)2個(gè)方面展開，仍缺乏統(tǒng)一的失效準(zhǔn)則和高精度實(shí)驗(yàn)表征方法。

復(fù)合材料的疲勞破壞形式主要有基體裂紋，基纖脫粘，纖維穩(wěn)定斷裂與分層，纖維快速斷裂等。高溫環(huán)境下纖維和基體熱膨脹系數(shù)不同，導(dǎo)致界面處易產(chǎn)生微裂紋，加劇結(jié)構(gòu)疲勞破壞。另外復(fù)合材料多相體、非均質(zhì)屬性使得宏觀應(yīng)力-壽命數(shù)據(jù)擬合方法不再適用，開展基于細(xì)觀失效機(jī)理的疲勞壽命預(yù)測方法對于復(fù)材疲勞問題研究具有重要意義。

1.1.3 飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度評估與試驗(yàn)驗(yàn)證

目前復(fù)合材料的強(qiáng)度理論大體上可以分為2類：一類是宏觀強(qiáng)度理論；另一類是微細(xì)觀強(qiáng)度理論，即所謂的唯象論和破壞論。目前宏觀強(qiáng)度理論有最大應(yīng)變準(zhǔn)則、最大應(yīng)力準(zhǔn)則、Tsai-Hill準(zhǔn)則、Tsai-Wu準(zhǔn)則等。微細(xì)觀方面則主要包括連續(xù)損傷力學(xué)方法、微觀力學(xué)方法以及統(tǒng)計(jì)方法。由于復(fù)合材料本身的多尺度效應(yīng)，使得其強(qiáng)度存在明顯的隨機(jī)性，目前復(fù)合材料強(qiáng)度的統(tǒng)計(jì)方法越來越受到重視，對應(yīng)的復(fù)合材料強(qiáng)度的可靠度理論也在蓬勃發(fā)展。

復(fù)合材料強(qiáng)度理論的另外一個(gè)發(fā)展方向則是將宏觀理論和微觀理論相結(jié)合。區(qū)別于單一材料，復(fù)合材料的強(qiáng)度理論應(yīng)該從本構(gòu)理論、應(yīng)力計(jì)算、破壞判據(jù)和剛度衰減等方面同時(shí)加強(qiáng)，目前最有優(yōu)勢的一種強(qiáng)度理論建立方式是利用微細(xì)觀力學(xué)建立判據(jù)，再結(jié)合試驗(yàn)和宏觀強(qiáng)度理論對判據(jù)進(jìn)行校核。

復(fù)合材料強(qiáng)度理論的建立離不開相應(yīng)的試驗(yàn)驗(yàn)證，由于復(fù)合材料強(qiáng)度的分散性、環(huán)境影響的嚴(yán)酷性，以及不同構(gòu)件級復(fù)合材料具有的非均勻性，傳統(tǒng)的簡單重復(fù)試樣的試驗(yàn)數(shù)據(jù)不能準(zhǔn)確驗(yàn)證構(gòu)件的強(qiáng)度。針對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度驗(yàn)證，航空領(lǐng)域提出了強(qiáng)度“積木式”驗(yàn)證體系?！胺e木式”試驗(yàn)通常包括試樣級、元件級、典型結(jié)構(gòu)件級、組合件以及部件級等，如圖6所示?！胺e木式”驗(yàn)證體系貫穿航空飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與研制全過程，試驗(yàn)類型主要包括靜強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度、疲勞特性、耐久性/損傷容限試驗(yàn)、抗沖擊性和斷裂韌性等。低層次的試驗(yàn)級具有較大的樣本容量可以對復(fù)合材料的許用強(qiáng)度提供具有一定置信度和可靠度的表征，高層次的試驗(yàn)則將驗(yàn)證尺寸效應(yīng)和結(jié)構(gòu)響應(yīng)問題。目前典型的航空結(jié)構(gòu)基于模型的系統(tǒng)工程(Model Based System Engineering, MBSE)以及模型驗(yàn)證與確認(rèn)(Validation & Verification, V & V)都是基于“積木式”試驗(yàn)。由此可見，“積木式”試驗(yàn)不僅能夠建立復(fù)合材料的基本性能數(shù)據(jù)庫以及設(shè)計(jì)強(qiáng)度許用值，而且能夠?qū)崿F(xiàn)虛實(shí)融合的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案評估，同時(shí)對復(fù)材制造技術(shù)進(jìn)行考核，最終實(shí)現(xiàn)分析復(fù)合材料結(jié)構(gòu)性能。

圖6 飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)“積木式”試驗(yàn)Fig.6 Building block tests of aircraft composite structures

1.2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞特性

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞損傷與壽命分析一直是航空結(jié)構(gòu)工程領(lǐng)域最為關(guān)注的問題之一。目前，研究人員提出的不同類型的疲勞壽命預(yù)測模型和分析方法可以大體劃分為3類：疲勞壽命模型、剩余強(qiáng)度/剛度模型和漸進(jìn)損傷分析模型。疲勞壽命模型通常不考慮疲勞載荷作用下復(fù)合材料的實(shí)際損傷情況，而是通過-曲線或者Goodman疲勞壽命曲線，結(jié)合疲勞失效準(zhǔn)則，對結(jié)構(gòu)的疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測和評估。剩余強(qiáng)度/剛度模型則是通過描述復(fù)合材料在疲勞載荷作用下的強(qiáng)度/剛度退化特性，建立起相應(yīng)的疲勞壽命預(yù)測模型。漸進(jìn)損傷分析模型以復(fù)合材料損傷演化機(jī)理研究為基礎(chǔ)，通過引入一個(gè)或多個(gè)損傷變量，實(shí)現(xiàn)對復(fù)合材料疲勞損傷情況的定量描述。

由于復(fù)合材料屬于多相固體材料，組成形式的復(fù)雜性導(dǎo)致復(fù)合材料在疲勞載荷作用下的損傷破壞形式十分復(fù)雜。大量的試驗(yàn)研究和理論分析都表明：層間開裂是復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)最主要的損傷破壞模式，也是限制復(fù)合材料安全有效應(yīng)用的主要障礙。在復(fù)合材料的多種損傷形式當(dāng)中，分層損傷約占60%左右。這種損傷來源廣泛、危害巨大，會(huì)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的完整性和安全性產(chǎn)生嚴(yán)重影響。美國聯(lián)邦航空管理局 (Federal Aviation Administration， FAA) 最新的咨詢通報(bào)AC20-107B中，對民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞分層擴(kuò)展提出了嚴(yán)格的限制。在空客A320客機(jī)垂直尾翼的適航認(rèn)證中，由于復(fù)合材料疲勞分層損傷的大量出現(xiàn)，導(dǎo)致適航認(rèn)證最終被迫終止。在F/A-15戰(zhàn)機(jī)的實(shí)際使用過程中，都曾發(fā)生由于復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失效的嚴(yán)重事故，如圖7所示。此外，需要特別引起注意的是：FAA于2009年在AC20-107B中，將與復(fù)合材料相關(guān)的適航認(rèn)證標(biāo)準(zhǔn)由先前的無裂紋擴(kuò)展 (No crack growth)改為緩慢的裂紋擴(kuò)展(Slow crack growth)。適航認(rèn)證標(biāo)準(zhǔn)的改變必然會(huì)對飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)、分析、驗(yàn)證產(chǎn)生深遠(yuǎn)影響。為此，美國材料試驗(yàn)協(xié)會(huì)第三十分委會(huì)(ASTM D30)和歐洲結(jié)構(gòu)完整性協(xié)會(huì)第四分委會(huì)(ESIS TC4)近年來都在致力于建立復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)。

圖7 疲勞分層擴(kuò)展導(dǎo)致的飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)失效[39]Fig.7 Failure of aircraft composite structures caused by fatigue delamination[39]

1.2.1 復(fù)合材料疲勞分層損傷預(yù)測模型

在過去的40多年中，研究者針對復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展問題主要采取4種方法開展研究：① 基于應(yīng)力/應(yīng)變的分析方法；② 基于斷裂力學(xué)的分析方法；③ 基于內(nèi)聚力模型的分析方法；④ 基 于擴(kuò)展有限元的分析方法。其中，基于應(yīng)力/應(yīng)變的分析方法是通過建立疲勞分層擴(kuò)展與應(yīng)力/應(yīng)變之間的函數(shù)關(guān)系對復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展行為進(jìn)行描述，這種方法主要應(yīng)用于早期的研究當(dāng)中?；跀嗔蚜W(xué)的分析方法是通過建立應(yīng)力強(qiáng)度因子或應(yīng)變能釋放率與疲勞分層擴(kuò)展速率dd之間的函數(shù)關(guān)系，從而對復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展行為進(jìn)行描述，其中最為著名的當(dāng)屬Paris準(zhǔn)則，即

(1)

式中:為裂紋長度；為應(yīng)力循環(huán)次數(shù)；dd為疲勞裂紋擴(kuò)展速率；、分別為模型中的曲線擬合參數(shù)；Δ應(yīng)變能釋放率；為最大應(yīng)變能釋放率。

美國ASTM D30和歐洲ESIS TC4均以雙懸臂梁(Double Cantilever Beam, DCB)試驗(yàn)件為基礎(chǔ)，采用Paris準(zhǔn)則對復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展中的相關(guān)影響因素進(jìn)行了系統(tǒng)的試驗(yàn)研究和分析，明確了這些參數(shù)對疲勞試驗(yàn)測試結(jié)果的影響。NASA蘭利研究中心的科研人員以Paris準(zhǔn)則為基礎(chǔ)，分別采用雙懸臂梁DCB試驗(yàn)件、單邊缺口彎曲(End Notched Flexure, ENF)試驗(yàn)件和混合彎曲(Mixed-Mode Bending, MMB)試驗(yàn)件，對碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料IM7/8552在不同斷裂模式下的疲勞分層擴(kuò)展行為進(jìn)行了系統(tǒng)的試驗(yàn)研究和分析，明確了IM7/8552復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展規(guī)律。文獻(xiàn)[48-49]在研究中，詳細(xì)討論了Paris準(zhǔn)則和正則化的Paris準(zhǔn)則在疲勞分層擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果分析中的異同。這些研究表明，采用正則化的Paris準(zhǔn)則能夠更好地對疲勞分層擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行描述和表征。

復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展行為會(huì)受到一系列因素的影響，其中研究人員針對應(yīng)力比和混合模式比的影響研究最為深入與廣泛。為了有效考慮應(yīng)力比的影響，文獻(xiàn)[51-53]提出雙參數(shù)形式的疲勞分層擴(kuò)展準(zhǔn)則，詳見式(2)與式(3)。采用這些準(zhǔn)則能夠有效考慮應(yīng)力比對復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展行為的影響，不同應(yīng)力比下的疲勞分層擴(kuò)展試驗(yàn)結(jié)果可以采用一條曲線(曲面)進(jìn)行描述。

(2)

(3)

式中：為模型中的權(quán)重參數(shù)；、與分別為模型中的曲線擬合參數(shù)。

為了探索混合模式比對復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展行為的影響，研究人員以Paris準(zhǔn)則為基礎(chǔ)，提出各種不同形式的疲勞分層擴(kuò)展準(zhǔn)則，詳見式(4)～式(6)。采用這些準(zhǔn)則能夠?qū)Σ煌瑪嗔涯Ｊ较聫?fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展行為進(jìn)行描述和表征。

(4)

(5)

(6)

式中：、、、、、、、分別為模型中的曲線擬合參數(shù)；Δ與Δ分別為I型與II型應(yīng)變能釋放率幅值；與為模型中與材料相關(guān)的2個(gè)參數(shù)；為分層擴(kuò)展混合模式比；代表層間斷裂韌性；為應(yīng)力比；表示應(yīng)力比=0時(shí)，I型疲勞分層擴(kuò)展速率dd與的曲線斜率；與()都為模型中與混合模式比相關(guān)的一個(gè)參數(shù)。

最近，Yao等基于應(yīng)力比和混合模式比對疲勞分層擴(kuò)展行為的影響分析，提出一個(gè)雙參數(shù)形式的疲勞裂紋擴(kuò)展控制參數(shù)，建立了一個(gè)新的復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展準(zhǔn)則，并參考文獻(xiàn)[59]提出的全壽命疲勞分層擴(kuò)展概念，最終建立起一個(gè)新的疲勞分層擴(kuò)展全壽命模型，詳見式(7)。采用該模型可以對不同載荷工況下復(fù)合材料從門檻值到不穩(wěn)定裂紋擴(kuò)展的全過程進(jìn)行有效的描述與表征，如圖8(a)所示。

(7)

式中：Δ代表一個(gè)新的疲勞分層擴(kuò)展控制參數(shù)；Δ代表疲勞分層擴(kuò)展門檻值；與模型中的曲線擬合參數(shù)。

1.2.2 纖維橋聯(lián)對疲勞損傷的影響

復(fù)合材料分層擴(kuò)展過程中會(huì)出現(xiàn)顯著的纖維橋聯(lián)現(xiàn)象，纖維橋聯(lián)作為一種屏蔽機(jī)理(Shielding Mechanism)會(huì)對復(fù)合材料的層間斷裂韌性和分層擴(kuò)展行為產(chǎn)生重要的影響。由于橋聯(lián)纖維的存在，復(fù)合材料的層間斷裂韌性隨著分層擴(kuò)展長度的增加將逐漸增大，并在纖維橋聯(lián)作用達(dá)到飽和狀態(tài)時(shí)基本保持恒定。針對靜態(tài)分層擴(kuò)展問題，研究人員通常采用分層擴(kuò)展阻抗曲線(-曲線)和橋聯(lián)法則()對纖維橋聯(lián)作用進(jìn)行描述和表征，進(jìn)而結(jié)合虛擬裂紋閉合技術(shù)(Virtual Crack Closure Technique, VCCT)、內(nèi)聚力模型和擴(kuò)展有限元方法(X-Finite Element Method, XFEM)，對復(fù)合材料的分層擴(kuò)展行為進(jìn)行數(shù)值模擬預(yù)測。

纖維橋聯(lián)在疲勞分層擴(kuò)展中依然存在，會(huì)對復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展行為產(chǎn)生重要影響。為此，ASTM D30和ESIS TC4在復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)的制定過程中，都曾對纖維橋聯(lián)作用下復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展試驗(yàn)測試方法及試驗(yàn)結(jié)果分析方法進(jìn)行了深入的討論。Yao等將試驗(yàn)測試與理論分析(基于傳統(tǒng)Paris準(zhǔn)則)相結(jié)合，詳細(xì)討論了纖維橋聯(lián)作用下復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展規(guī)律，該研究發(fā)現(xiàn)橋聯(lián)纖維會(huì)對分層擴(kuò)展行為產(chǎn)生顯著的抑制作用，如圖8(b)所示。并在后續(xù)研究中，通過分析Paris準(zhǔn)則中參數(shù)和與纖維橋聯(lián)之間的函數(shù)關(guān)系，建立了式(8)形式的疲勞分層擴(kuò)展模型，對纖維橋聯(lián)作用下復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展行為進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測。

(8)

式中：-代表分層擴(kuò)展長度；代表纖維橋聯(lián)區(qū)域尺寸。

復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展是一個(gè)能量耗散過程，遵循斷裂力學(xué)能量平衡基本原理。Pascoe和Alderliesten等在研究中提出：通過對疲勞分層擴(kuò)展中的能量耗散特性進(jìn)行分析，有利于進(jìn)一步深入理解復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展規(guī)律。文獻(xiàn)[75]基于式(9)對復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展過程中的能量耗散特性進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，纖維橋聯(lián)在疲勞分層擴(kuò)展中的作用機(jī)理與靜態(tài)分層擴(kuò)展存在差異，疲勞分層擴(kuò)展中的橋聯(lián)纖維僅是周期性的存儲(chǔ)和釋放應(yīng)變能，對于永久性的能量耗散貢獻(xiàn)相對有限，主要的能量耗散依然集中于分層前緣附近。因此，不同纖維橋聯(lián)強(qiáng)弱下，復(fù)合材料疲勞分層擴(kuò)展對應(yīng)的能量耗散位于一個(gè)窄的帶狀區(qū)域，可以采用一條曲線對疲勞分層擴(kuò)展中的能量耗散進(jìn)行描述，如圖8(c)所示。在能量耗散分析及損傷機(jī)理分析基礎(chǔ)之上，文獻(xiàn)[68]提出采用作用于分層前緣處的應(yīng)變能釋放率作為Paris準(zhǔn)則中的裂紋擴(kuò)展控制參數(shù)，建立了新的疲勞分層擴(kuò)展準(zhǔn)則，見式(10)。以該模型為基礎(chǔ)，文獻(xiàn)[76]系統(tǒng)分析了不同鋪層厚度、不同鋪層方式下復(fù)合材料的疲勞分層擴(kuò)展規(guī)律，如圖8(d)所示。

圖8 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞分層擴(kuò)展研究Fig.8 Study on fatigue delamination of composite structures

(9)

(10)

式中：dd代表單個(gè)疲勞循環(huán)中所耗散的能量；dd代表發(fā)生單位面積疲勞分層擴(kuò)展所耗散的能量。

1.3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)檢測與壽命預(yù)測

隨著中國航空飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)的快速發(fā)展，大尺寸、變曲率、變截面的飛行器結(jié)構(gòu)(如飛機(jī)頭部、機(jī)翼等部位)為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)加工提出了挑戰(zhàn)，同時(shí)也導(dǎo)致制造成型過程中結(jié)構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)缺陷的風(fēng)險(xiǎn)增大。此外，由于服役過程中復(fù)雜的載荷作用，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)內(nèi)部的微損傷會(huì)隨之發(fā)生演化，進(jìn)而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)整體呈現(xiàn)復(fù)雜的性能下降規(guī)律，致使復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的壽命分散性大。因此，可靠、高效的非接觸無損檢測技術(shù)是實(shí)現(xiàn)大尺寸結(jié)構(gòu)快速掃查、探明材料缺陷、評估結(jié)構(gòu)性能的重要保障。另一方面，結(jié)構(gòu)承載后的監(jiān)測與檢測評估可以促進(jìn)設(shè)計(jì)與制造工藝的優(yōu)化，進(jìn)一步提升結(jié)構(gòu)的性能和質(zhì)量。因此，發(fā)展復(fù)合材料的高精度損傷檢測技術(shù)、大尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的快速檢測技術(shù)、以及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的服役性能表征及壽命預(yù)測技術(shù)具有重要的科學(xué)意義與工程價(jià)值。

1.3.1 復(fù)合材料的高精度缺陷檢測技術(shù)

針對復(fù)合材料高精度缺陷檢測技術(shù)，日本高能粒子加速中心使用納米同步輻射X射線計(jì)算機(jī)斷層掃描(Nanoscopic Synchrotron Radiation X-Computer Tomography，NSRXCT)在50 nm的高空間分辨率下，對碳纖維增強(qiáng)材料的裂紋發(fā)生和擴(kuò)展進(jìn)行了檢測，該研究利用三維可視化技術(shù)展示了裂紋尖端周圍的樹脂基體變形行為。英國南安普頓大學(xué)研究了顆粒增韌對碳纖維增強(qiáng)聚合物材料抗沖擊性能的影響，使用微焦X射線計(jì)算機(jī)斷層掃描和同步輻射計(jì)算機(jī)層析技術(shù)，分別以0.7 μm和4.3 μm的分辨率對損傷進(jìn)行了三維評估，如圖9所示。意大利電子技術(shù)研究院利用計(jì)算機(jī)斷層掃描技術(shù)評估了層狀復(fù)合材料和三明治結(jié)構(gòu)復(fù)合材料的孔隙率水平，并通過CT(Computer Tomography)技術(shù)完整的重構(gòu)出了三維模型，提供了人機(jī)互動(dòng)的三維定量化孔隙率分析方法。吉林大學(xué)將太赫茲時(shí)域光譜技術(shù)應(yīng)用于碳纖維防火涂層厚度和脫粘缺陷檢測，并研究了使用太赫茲時(shí)域光譜系統(tǒng)的防火涂層厚度的檢測精度和范圍，實(shí)現(xiàn)了精度達(dá)10 μm、有效范圍從170 μm～8 mm的碳纖維防護(hù)涂層厚度測量，給出了一種高精度和寬量程的碳纖維防火涂層的檢測新方法。

圖9 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的高精度缺陷檢測應(yīng)用案例[78-79]Fig.9 Application cases of high-precision defect detection of composite structures[78-79]

1.3.2 大尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的快速檢測技術(shù)

針對大尺寸、含曲面的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)快速檢測技術(shù)，洛克希德·馬丁公司的LaserUT系統(tǒng)探頭與試件的間隔距離可達(dá)1.5～2.5 m，適合復(fù)雜形狀構(gòu)件的檢測，其系統(tǒng)最快檢測速度可達(dá)40點(diǎn)/s，這套系統(tǒng)的檢測速度主要受激光器重復(fù)頻率的限制，已有激光器的脈沖速率可達(dá)到1 kHz，相當(dāng)于14 m/h的掃描覆蓋率。中航工業(yè)北京航空制造工程研究所對多通道超聲快速檢測技術(shù)進(jìn)行了長期研究，研制的CUS-6000多通道超聲檢測系統(tǒng)一次最大掃查面積可達(dá)7 500×6 000 mm，檢測效率是傳統(tǒng)單通道超聲檢測系統(tǒng)的15～20倍，已投入規(guī)模化批量生產(chǎn)應(yīng)用。北京航空航天大學(xué)先進(jìn)無損檢測技術(shù)實(shí)驗(yàn)室完成了大型噴水C掃描系統(tǒng)的研發(fā)，基于六自由度機(jī)械臂實(shí)現(xiàn)了曲面構(gòu)件的C掃描檢測，并與中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司合作，對復(fù)合材料曲面構(gòu)件的超聲檢測軌跡規(guī)劃和成像系統(tǒng)進(jìn)行了研究，成果將應(yīng)用于國產(chǎn)大型客機(jī)C929中大型復(fù)合材料曲面構(gòu)件的自動(dòng)化檢測。北京理工大學(xué)提出了針對各向異性異質(zhì)復(fù)雜型面構(gòu)件內(nèi)部缺陷超聲掃查檢測的聲束位姿的空間控制方法，研發(fā)了多維柔性超聲無損檢測儀器，實(shí)現(xiàn)了大尺度固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體及裙部粘接狀態(tài)的超聲透射無損檢測，以及航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片和風(fēng)力發(fā)電葉片等結(jié)構(gòu)的全尺寸超聲無損檢測。南京航空航天大學(xué)智能結(jié)構(gòu)研究團(tuán)隊(duì)采用重復(fù)頻率1 kHz的激光器搭建了高掃描頻率的激光超聲檢測系統(tǒng)，揭示了高掃查速率引起的波場混疊規(guī)律，并提出了多種損傷成像方法和掃描路徑優(yōu)化方法，實(shí)現(xiàn)了對含分層損傷復(fù)合材料試件的檢測，如圖10所示。

圖10 大尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的快速檢測應(yīng)用案例[85-89]Fig.10 Application cases of high-speed detection of large-scale composite structures[85-89]

1.3.3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的服役性能表征及壽命預(yù)測技術(shù)

針對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的服役性能表征及壽命預(yù)測技術(shù)，日本國立研究機(jī)構(gòu)“產(chǎn)業(yè)技術(shù)綜合研究所”研究了基體開裂對導(dǎo)波波速變化的影響，并證明了波速的原位測量可以用于評估層合板的裂紋密度。伊朗科學(xué)技術(shù)大學(xué)和不列顛哥倫比亞大學(xué)在試驗(yàn)中測得了多組不同裂紋密度下復(fù)合材料中的導(dǎo)波數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)其傳播幅值、速度隨載荷周期呈下降趨勢。亞利桑那州立大學(xué)研究了帶缺口復(fù)材板疲勞的導(dǎo)波特征表征方法，探究了導(dǎo)波幅值、導(dǎo)波信號與健康信號的相關(guān)系數(shù)以及相位的變化。廣州大學(xué)和清華大學(xué)提出了采用頻率表征玻璃纖維復(fù)合材料層合板剛度下降的方法，并基于高斯正態(tài)分布的疲勞損傷仿真模型，用獲得的頻率衰減曲線對神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行訓(xùn)練，實(shí)現(xiàn)了剩余疲勞壽命的預(yù)測。派圖拉斯大學(xué)針對多向玻璃纖維復(fù)合材料，利用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型預(yù)測了不同鋪層、應(yīng)力比和加載模式下的壽命曲線。南京航空航天大學(xué)智能結(jié)構(gòu)研究團(tuán)隊(duì)將疲勞拉伸試驗(yàn)系統(tǒng)與激光超聲檢測系統(tǒng)相結(jié)合，在不同的疲勞狀態(tài)下測量獲得的對應(yīng)的Lamb波在玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料(Glass Fibre Reinforced Polymer, GFRP)層合板中的傳播速度，針對分層、基體裂紋和纖維斷裂3種主要的損傷形式，提出了一種剛度退化模型，實(shí)現(xiàn)了復(fù)合材料剩余疲勞壽命的預(yù)測，同時(shí)考慮到了不確定因素的影響，利用多種人工智能方法，分別建立了剩余壽命的貝葉斯概率推斷模型，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型，深度學(xué)習(xí)模型等，如圖11所示。

圖11 基于人工智能的復(fù)合材料剩余疲勞壽命的預(yù)測[97]Fig.11 Prediction of residual fatigue life of composite structures based on artificial intelligence[97]

1.4 航空復(fù)合材料膠接連接結(jié)構(gòu)

膠接技術(shù)在航空領(lǐng)域的應(yīng)用歷史悠久，是航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接技術(shù)的首選方式之一。著名的大型商用客機(jī)空客A380的機(jī)身蒙皮、機(jī)翼加強(qiáng)筋、升降舵及后壓力艙蓋等構(gòu)件廣泛采用了膠接技術(shù)來實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的輕量化。相對于傳統(tǒng)的機(jī)械連接(如鉚釘與螺栓)，復(fù)合材料膠接技術(shù)有以下4個(gè)主要優(yōu)勢：① 避免結(jié)構(gòu)打孔導(dǎo)致的纖維斷裂；② 避免孔邊應(yīng)力集中，從而提高了結(jié)構(gòu)的疲勞壽命；③ 減少了鉚釘?shù)鹊氖褂?，?shí)現(xiàn)了減重；④ 工藝相對簡單，容易實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料和金屬結(jié)構(gòu)的連接。目前，膠接主要應(yīng)用于航空復(fù)合材料主要結(jié)構(gòu)的非主承力部件，而復(fù)合材料主承力部件的連接依然采用傳統(tǒng)的機(jī)械連接方式，其主要原因?yàn)槟z接結(jié)構(gòu)中的膠層界面通常為整個(gè)結(jié)構(gòu)的薄弱環(huán)節(jié)，容易受到制造缺陷以及服役中環(huán)境和載荷等因素的影響而發(fā)生失效，需研究其對于準(zhǔn)靜載荷、疲勞載荷和沖擊載荷的斷裂力學(xué)行為以確保航空膠接復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的可靠性。復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)損傷失效的分析方法可以分為界面強(qiáng)度分析和界面斷裂分析2種，如圖12所示，本節(jié)主要圍繞2方面的研究進(jìn)展進(jìn)行概述。

圖12 復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)失效分析研究對象示意圖Fig.12 Schematics of investigation objectives of failure analysis on adhesive composite structures

1.4.1 復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的界面強(qiáng)度分析

復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的界面強(qiáng)度分析需要計(jì)算出接頭中膠層的應(yīng)力分布，在該分析方法中，不需要考慮接頭處的裂紋和損傷。分析中以預(yù)測的最大應(yīng)力值和試驗(yàn)測得的膠粘劑的失效強(qiáng)度應(yīng)力值對比作為失效判據(jù)。

針對簡單的單搭接接頭和雙搭接接頭構(gòu)型，在過去的幾十年已開展了大量的研究。Da Silva等詳細(xì)地總結(jié)和對比分析了不同種用以分析膠接接頭中應(yīng)力-應(yīng)變的解析方法，絕大多數(shù)的解析方法基于線彈性理論，因此較適用于分析脆性膠層的強(qiáng)度問題。而韌性膠層的非線性行為將導(dǎo)致計(jì)算方法非常復(fù)雜，需要采用數(shù)值方法求解；其中二維模型占據(jù)了絕大比例，這是界面沿垂直于加載方向的應(yīng)力值遠(yuǎn)低于沿加載方向的應(yīng)力值(圖13(a))。因此，解析方法只適用于簡單接頭形式的初步分析，而有限元方法則更適用于分析復(fù)雜接頭形式以及接頭中的非線性力學(xué)行為。

早期的Volkersen模型、Goland-Reissner模型是分析膠接接頭強(qiáng)度的簡單且相對精細(xì)的解析法。研究發(fā)現(xiàn)膠接接頭的搭接長度是接頭強(qiáng)度的主要影響因素，Hart-Smith塑性模型可較為準(zhǔn)確地預(yù)測基于脆性或中等韌性膠層制造的接頭強(qiáng)度，而全局屈服失效準(zhǔn)則則可準(zhǔn)確預(yù)測用高韌性膠層制造的接頭強(qiáng)度。

準(zhǔn)確分析先進(jìn)復(fù)合材料膠接接頭中界面的應(yīng)力-應(yīng)變分布需要考慮被粘材料中的沿厚度方向的剪切變形和法向變形。例如Luo和Tong分析了復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的非線性力學(xué)行為，預(yù)測結(jié)果和有限元計(jì)算結(jié)果吻合程度高(圖13(b))。另外，值得注意的是，復(fù)合材料膠接接頭的構(gòu)型設(shè)計(jì)對于界面的應(yīng)力分布和接頭的失效破壞強(qiáng)度有顯著影響，Kupski和de Freitas詳細(xì)綜述了如何設(shè)計(jì)航空復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)以提高接頭強(qiáng)度(圖13(c))。但復(fù)雜的接頭構(gòu)型的強(qiáng)度分析需依賴有限元方法，He和Ramalho等詳細(xì)總結(jié)了有限元方法在膠接結(jié)構(gòu)強(qiáng)度預(yù)測的應(yīng)用，其中內(nèi)聚力模型在預(yù)測接頭強(qiáng)度領(lǐng)域獲得了廣泛的應(yīng)用。

圖13 復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析研究Fig.13 Investigations on strength analysis of composite adhesive bonded joints

1.4.2 復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的斷裂力學(xué)分析方法

界面斷裂力學(xué)方法在分析先進(jìn)復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的斷裂失效問題中有非常廣泛的應(yīng)用。不同于復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度分析方法，界面斷裂力學(xué)需要考慮裂紋的存在，研究復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)因制造產(chǎn)生的初始缺陷或疲勞載荷下萌生的裂紋等在外載荷作用下擴(kuò)展的行為。在線彈性斷裂力學(xué)的范疇內(nèi)，根據(jù)接頭不同的受載模式，需要獲得膠接接頭的不同的斷裂韌性：I型、II型和I-II復(fù)合型。其中復(fù)合型斷裂韌度不是一個(gè)恒定的值，而會(huì)隨混合度的變化而變化，需要測量2種斷裂模式(即I型與II型)各自的斷裂韌性值并進(jìn)一步得到斷裂包絡(luò)線。最后，通過計(jì)算膠接接頭的裂紋能量釋放率并和斷裂韌性對比以判斷接頭是否失效。因此，計(jì)算復(fù)合材料膠接接頭中的能量釋放率成為界面斷裂力學(xué)的關(guān)鍵點(diǎn)。當(dāng)前航空結(jié)構(gòu)中普遍采用的膠接結(jié)構(gòu)主要包含復(fù)材-復(fù)材與復(fù)材-金屬2大類，但是這2類膠接接頭能量釋放率的計(jì)算方法區(qū)別顯著，需分別討論。

由全復(fù)合材料組成的對稱膠接接頭的界面斷裂力學(xué)發(fā)展相對成熟，已經(jīng)形成了眾多的試件設(shè)計(jì)、數(shù)據(jù)處理以及能量釋放率計(jì)算方法的標(biāo)準(zhǔn)，例如ASTM D5528標(biāo)準(zhǔn)采用雙懸臂梁(DCB)試件分析和研究復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的I型斷裂力學(xué)行為；ASTM D7905標(biāo)準(zhǔn)采用三點(diǎn)加載單邊缺口彎曲試驗(yàn)(3ENF)研究膠接結(jié)構(gòu)的II型斷裂力學(xué)行為；而I-II復(fù)合型界面裂紋則常采用混合彎曲試樣(MMB)進(jìn)行研究。即使很多研究膠接結(jié)構(gòu)的試樣構(gòu)型和數(shù)據(jù)處理方法沒有被標(biāo)準(zhǔn)化，但在眾多公開發(fā)表的文獻(xiàn)中也提供了相應(yīng)的能量釋放率計(jì)算方法。西北工業(yè)大學(xué)李玉龍和劉會(huì)芳對各類梁狀膠接接頭在不同載荷模式下的能量釋放率的計(jì)算方法做了詳細(xì)的對比和總結(jié)。

由復(fù)材-金屬組成的異質(zhì)材料膠接結(jié)構(gòu)在航空結(jié)構(gòu)中同樣獲得了廣泛應(yīng)用，例如空客A380的機(jī)身蒙皮為纖維金屬層合板(圖14(a))，發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料葉片的前緣和鈦合金通過粘接組成雙材料膠接結(jié)構(gòu)來提高抗沖擊性。異質(zhì)材料膠接結(jié)構(gòu)界面兩邊的材料屬性、剛度和熱膨脹性能的不匹配導(dǎo)致該類結(jié)構(gòu)中的裂紋通常為I-II復(fù)合型裂紋，需要進(jìn)行特殊的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)才能在異質(zhì)膠接結(jié)構(gòu)中獲得純I型或者純II型的裂紋擴(kuò)展。因此，計(jì)算異質(zhì)材料膠接接頭中I型與II型裂紋的混合度是該類問題的研究重點(diǎn)。

針對異質(zhì)材料膠接接頭結(jié)構(gòu)的計(jì)算方法在持續(xù)發(fā)展，可分為局部法和總體法。在局部法研究方面，Hutchinson和Suo提出了經(jīng)典的復(fù)應(yīng)力強(qiáng)度因子方法; Davidson等發(fā)展了裂紋尖端單元模型; Qiao和Wang發(fā)展了半剛性裂紋尖端單元模型和柔性裂紋尖端單元模型(圖14(c))；Bruno和Greco發(fā)展了基于線彈性地基的模型用以計(jì)算混合度。而在總體方法方面，以Williams模型為基礎(chǔ)，Shahverdi等改進(jìn)了梁變形的計(jì)算方法(圖14(d))。另外，Arouche等克服了Williams模型中關(guān)于I型斷裂分量計(jì)算的缺陷，建立了新的方法。

圖14 復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)斷裂力學(xué)分析研究Fig.14 Investigations on fracture mechanics of composite adhesive boned joints

雖然采用各種方法計(jì)算出的復(fù)材-金屬異質(zhì)材料膠接結(jié)構(gòu)的總能量釋放率差異較小，但混合度差異較大，且目前關(guān)于各種計(jì)算方法的準(zhǔn)確性尚未達(dá)成共識。尤其是針對含有韌性膠層的復(fù)材-金屬異質(zhì)材料膠接接頭混合度的計(jì)算尚需更深入的研究，且應(yīng)注意由于2種材料熱失配導(dǎo)致的熱殘余應(yīng)力對于總斷裂能和混合度的影響。

2 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化設(shè)計(jì)

在滿足性能需求的前提下實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)功能化(如強(qiáng)隱身、高抗沖擊等)是當(dāng)前航空裝備的迫切需求，也是裝備發(fā)展的必然趨勢。在復(fù)合材料中由于纖維架構(gòu)可設(shè)計(jì)、基體材料可調(diào)等特性，在結(jié)構(gòu)功能化方面存在得天獨(dú)厚的優(yōu)勢。然而，實(shí)現(xiàn)航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化還涉及到多物理場耦合作用、宏微觀結(jié)構(gòu)協(xié)同變形、內(nèi)應(yīng)力演化等多方面的力學(xué)問題。本節(jié)主要面向航空飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在隱身功能與抗爆/抗沖擊設(shè)計(jì)2方面的研究工作進(jìn)行概述，包含的主要內(nèi)容如圖15所示。

圖15 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化設(shè)計(jì)綜述內(nèi)容概覽Fig.15 Content overview for functional design of aerospace composite structures

2.1 飛行器結(jié)構(gòu)化隱身技術(shù)

近年來，多種型號戰(zhàn)機(jī)、運(yùn)輸機(jī)及無人機(jī)等航空飛行機(jī)對隱身性能的提高有了更迫切的需求。當(dāng)前，飛行器常用隱身技術(shù)多為涂層技術(shù)與多種形式的外形散射技術(shù)。例如，美國B-2隱身轟炸機(jī)在蒙皮上大范圍鋪設(shè)了磁性吸波涂層，F(xiàn)-22戰(zhàn)斗機(jī)也大范圍使用了隱身涂層技術(shù)，但這種涂層在亞聲速飛行時(shí)容易開裂、脫落，使整機(jī)隱身性能隨之下降，同時(shí)存在維護(hù)成本高、隱身帶寬窄等多方面問題，從而嚴(yán)重制約了先進(jìn)飛行器結(jié)構(gòu)隱身性能的進(jìn)一步提高。針對隱身涂層技術(shù)方面存在的缺陷，結(jié)構(gòu)化隱身技術(shù)在近年來開始興起。該技術(shù)始于基于異質(zhì)材料或復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)衍生出來的超材料或超結(jié)構(gòu)的研究。超材料本質(zhì)上是一種周期性結(jié)構(gòu)，通過對內(nèi)部結(jié)構(gòu)特征和尺寸的設(shè)計(jì)，使其對不同形式的波和物理量產(chǎn)生常規(guī)材料所不具備的奇特反饋，因此超材料更應(yīng)該定義為超結(jié)構(gòu)。超結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)特征尺寸通常小于作用波動(dòng)的波長并大于作用波長的1/10，這種相似性會(huì)產(chǎn)生奇特的電磁散射和共振效應(yīng)，結(jié)構(gòu)化隱身原理的可能性來源于這種奇特電磁散射和共振效應(yīng)。由于這種特殊電磁散射和共振的存在，傳統(tǒng)電磁損耗材料通過適當(dāng)?shù)慕Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)能夠?qū)崿F(xiàn)該種材料涂層形式難以實(shí)現(xiàn)的寬頻強(qiáng)吸波效應(yīng)，從而為結(jié)構(gòu)化隱身技術(shù)帶來了廣闊的應(yīng)用前景。

2.1.1 金屬復(fù)合材料隱身結(jié)構(gòu)

傳統(tǒng)金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)由于對電磁波具有全反射作用，因此不能作為隱身超結(jié)構(gòu)載體，而可以作為外形散射隱身載體。雷達(dá)波會(huì)在金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)內(nèi)部進(jìn)行多次散射和繞射，如果在金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)表面涂覆電磁損耗涂層，則可以結(jié)合外形散射性能和涂層吸波性能，達(dá)到使入射電磁波在內(nèi)部進(jìn)行多次反射損耗的效果。Yang等制備出Kagome格柵構(gòu)型的碳纖維二維點(diǎn)陣芯子，由于碳纖維點(diǎn)陣芯子對雷達(dá)波具有類似于金屬點(diǎn)陣的全反射作用，因此其散射特性與典型金屬結(jié)構(gòu)類似。在保持三點(diǎn)彎峰值荷載1.75 kN的情況下，實(shí)現(xiàn)了10～16 GHz的-10 dB帶寬，總厚度為20 mm。金屬點(diǎn)陣構(gòu)型和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)會(huì)對入射雷達(dá)波產(chǎn)生不同的反射響應(yīng)，而且其應(yīng)力場分布、荷載傳遞方式、結(jié)構(gòu)承載效率、振動(dòng)特性均會(huì)有所不同。比剛度與比強(qiáng)度高的金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)形式未必是電磁散射效率和反射次數(shù)最多的結(jié)構(gòu)形式，因此最優(yōu)力學(xué)性能金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)與最優(yōu)電磁隱身效能超結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)形式相配性成為其關(guān)鍵性問題。對保持隱身性能的金屬點(diǎn)陣構(gòu)型進(jìn)行力學(xué)性能設(shè)計(jì)，是隱身金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)在航空飛行器結(jié)構(gòu)中得以實(shí)際應(yīng)用的關(guān)鍵力學(xué)科學(xué)問題。此外，尋找高效能電磁隱身構(gòu)型與高力學(xué)性能承載構(gòu)型之間的匹配性規(guī)律和基本原理是另一個(gè)具有領(lǐng)域交叉性質(zhì)的關(guān)鍵力學(xué)科學(xué)問題。

2.1.2 非金屬復(fù)合材料隱身結(jié)構(gòu)

除了金屬點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)浸漬損耗涂層外，結(jié)構(gòu)化隱身技術(shù)的另外一個(gè)重要載體為結(jié)構(gòu)化復(fù)合材料。復(fù)合材料通過與損耗顆粒或損耗纖維進(jìn)行混合，獲得電磁性能可調(diào)控的基體，然后對這種損耗基體進(jìn)行結(jié)構(gòu)化設(shè)計(jì)，通過模具成型工藝、數(shù)控加工等技術(shù)制備出具有周期性特征的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。基于復(fù)合材料本征損耗性能、結(jié)構(gòu)化電磁共振效應(yīng)等多個(gè)尺度多個(gè)維度的電磁作用規(guī)律協(xié)同應(yīng)用，可以設(shè)計(jì)出吸波性能更加優(yōu)異的隱身超結(jié)構(gòu)。

樹脂基復(fù)合材料周期性結(jié)構(gòu)外表面浸漬高導(dǎo)電碳漿料，雖然有減重、增加比剛度和比強(qiáng)度的效果(圖16(a))，是一種比較實(shí)用的力學(xué)承載部件，具備不錯(cuò)的寬頻低反射率性能(圖16(b)和(d))。Feng等通過將碳基漿料浸漬在芳綸纖維蜂窩表面，形成一種可承載寬頻吸波蜂窩(圖16(e))。此碳漿料浸漬芳綸蜂窩在2～18 GHz具有較好的斜入射反射率，正入射時(shí)可覆蓋7～18 GHz的-10 dB吸波帶寬，隨著厚度增加至30 mm，碳漿料浸漬芳綸蜂窩可覆蓋2～18 GHz，且其壓縮荷載可達(dá)到35 kN。Wang等探究了蜂窩單胞幾種構(gòu)型對碳漿料浸漬芳綸蜂窩的吸波性能影響，蜂窩構(gòu)型和尺寸以及蜂窩厚度對寬頻吸波性能有顯著影響。在保持蜂窩密度在50～100 kg/m的小密度下，實(shí)現(xiàn)了2 kN的壓縮承載峰值和負(fù)泊松比效應(yīng)，20～30 mm厚度蜂窩基本可以實(shí)現(xiàn)2～18 GHz的-10 dB吸波帶寬。但其半散射特性可能會(huì)被多站雷達(dá)探測到，因此可能在較多方向上出現(xiàn)隱身失靈效應(yīng)。同時(shí)，在考慮寬頻隱身性能和面板阻抗突變的約束下，簡單的點(diǎn)陣構(gòu)型較難滿足低頻段(1～2 GHz和MHz頻段)和寬頻段(18～40 GHz)的兼顧。

為了抵消這種半散射效應(yīng)對隱身效能的減損，低導(dǎo)電性的介質(zhì)阻抗型超結(jié)構(gòu)可以消除半散射效應(yīng)(圖16(c))，實(shí)現(xiàn)純凈的電磁吸收導(dǎo)致的低總反射率效果。這種介質(zhì)阻抗型復(fù)合材料點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)不使用表面涂層浸漬，可以在小厚度的情況下與外部蒙皮進(jìn)行復(fù)合，盡可能減少隱身結(jié)構(gòu)層對空天結(jié)構(gòu)蒙皮厚度的增加，而且不會(huì)產(chǎn)生多站雷達(dá)偵察下的隱身失靈效應(yīng)(大入射角或掠入射除外，大部分隱身結(jié)構(gòu)在這種入射情況下都會(huì)存在隱身性能折減現(xiàn)象)。Huang等通過羰基鐵顆粒、多壁碳納米管和環(huán)氧樹脂，使用二次鑄模工藝制備出方形格柵點(diǎn)陣超結(jié)構(gòu)，在保持厚度只有3.5 mm的情況下，實(shí)現(xiàn)了3.42～19.73 GHz的-10 dB寬頻吸波性能，等效強(qiáng)度達(dá)到167.35 MPa，首次實(shí)現(xiàn)小厚度、承載和寬頻隱身一體化設(shè)計(jì)。另外，研究者使用了拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)方法，對多層隱身超結(jié)構(gòu)進(jìn)行了綜合優(yōu)化，對于典型疊層隱身結(jié)構(gòu)，其厚度縮減為14.6 mm，而-10 dB 隱身帶寬拓展為2～22.9 GHz， 實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)厚度減薄和吸波頻帶拓寬的相向設(shè)計(jì)，在一定程度上提供了一種減后寬帶的設(shè)計(jì)思路。此多層超結(jié)構(gòu)作為一種軟芯梁，實(shí)現(xiàn)了23.12 MPa的三點(diǎn)彎曲強(qiáng)度和83.4 mm的超大彎曲撓度，并保持了45°入射角以下的斜入射隱身性能，面密度僅為4.19 kg/m。

圖16 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)隱身功能設(shè)計(jì)研究Fig.16 Study on stealth functional design of composite structures

針對于航空構(gòu)件方面，韓國科學(xué)技術(shù)研究院(KAIST)的Choi等系統(tǒng)研究了界面損耗型超結(jié)構(gòu)與飛機(jī)機(jī)翼前緣和機(jī)翼壁板的融合設(shè)計(jì)問題， 如圖17(a)所示。通過復(fù)合材料熱壓罐真空袋一體化成型技術(shù)，使界面損耗型超表面與玻璃纖維預(yù)浸料、金屬機(jī)翼外殼等重要機(jī)翼結(jié)構(gòu)部件進(jìn)行增強(qiáng)連接，使含有多個(gè)界面的復(fù)合材料隱身層合超結(jié)構(gòu)獲得了良好的力學(xué)性能(圖17(b))。在保持力學(xué)性能的前提下，鋪覆界面損耗型超結(jié)構(gòu)的機(jī)翼前沿正入射雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section, RCS)比完美電導(dǎo)體(金屬外表面)機(jī)翼的RCS降低20 dBsm，從原來的-5 dBsm 下降到約-25 dBsm，且這種RCS下降性能較好覆蓋了8.2～12.4 GHz的X波段，且對VV(水平-水平)極化和HH(垂直-垂直)極化入射波均能實(shí)現(xiàn)X波段的RCS下降覆蓋。這種復(fù)合材料、隱身超結(jié)構(gòu)的一體化設(shè)計(jì)方法，為大型飛機(jī)的翼前緣、異型翼邊條梁、機(jī)身筒體外蒙皮、S型進(jìn)氣道的力學(xué)承載寬頻隱身一體化設(shè)計(jì)提供了有益參考(圖17(c))。此外，Choi等也研究了層合超結(jié)構(gòu)力學(xué)破壞時(shí)產(chǎn)生的界面分層對超結(jié)構(gòu)吸波性能的影響。研究表明，機(jī)翼前緣分層會(huì)改變界面損耗型超表面之間的間距，從而使波峰向低頻移動(dòng)，但只要超表面不產(chǎn)生根本破壞，隱身性能還是能夠保持，只是保護(hù)的頻段因結(jié)構(gòu)參數(shù)產(chǎn)生變化而發(fā)生移動(dòng)，不影響機(jī)翼前緣的在移動(dòng)頻段中的吸波性能，這為隱身結(jié)構(gòu)的飛行器表面鋪裝可靠性和耐久性提供了事實(shí)參考。

圖17 航空構(gòu)件中隱身復(fù)合材料研究Fig.17 Study on stealth composite in aircraft structures

2.2 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)抗爆/抗沖擊設(shè)計(jì)

復(fù)合材料目前被大量地應(yīng)用在飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)上，主要構(gòu)件遍及升降舵、水平尾翼、方向舵、襟翼等。航空飛機(jī)在服役過程中可能會(huì)受到?jīng)_擊(甚至是爆炸)載荷的作用，導(dǎo)致復(fù)合材料結(jié)構(gòu)產(chǎn)生宏微觀多尺度沖擊損傷，從而嚴(yán)重影響結(jié)構(gòu)整體的剩余強(qiáng)度、耐久性及穩(wěn)定性等飛行器服役性能。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)沖擊失效演化機(jī)理與基材屬性及微結(jié)構(gòu)空間排布特性密切相關(guān)。當(dāng)前國內(nèi)外學(xué)者主要針對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)沖擊失效機(jī)理、輕量化/抗沖擊一體化設(shè)計(jì)以及仿生復(fù)合材料抗沖擊結(jié)構(gòu)等方面開展了研究。

2.2.1 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)沖擊失效機(jī)理

復(fù)合材料宏微觀跨尺度研究是揭示結(jié)構(gòu)沖擊損傷機(jī)理的關(guān)鍵分析方法，從細(xì)觀尺度出發(fā)能根據(jù)組分材料的力學(xué)性能，獲得宏觀尺度下復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能，同時(shí)也可將宏觀載荷響應(yīng)下的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行分解，獲得細(xì)觀尺度下的材料力學(xué)響應(yīng)。Johnston等提出了一種集成了新的分子界面相模型的高保真多尺度建?？蚣?，用于分析聚合物基復(fù)合材料的微觀損傷失效機(jī)理。Sun等基于代表性體積單元法(Representative Volume Element, RVE)和分子動(dòng)力學(xué)法(Molecular Dynamics, MD)研究了單向碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的微觀破壞機(jī)理。Yang等基于直接體積平均技術(shù)(Finite Volume Direct Averaging Micromechanics, FVDAM)和分子動(dòng)力學(xué)方法建立了一種新的多尺度微觀力學(xué)模型，如圖18(a)所示。Guo等通過實(shí)驗(yàn)和多尺度模擬研究了低溫?zé)嵫h(huán)對碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧復(fù)合材料化學(xué)成分和力學(xué)性能的影響(圖18(b))。He等建立了用來預(yù)測三維編織復(fù)合材料溫度相關(guān)力學(xué)行為的多尺度模型，揭示了三維編織復(fù)合材料在高溫下的失效機(jī)理，并基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)自洽聚類分析(SCA)提出了一個(gè)從微觀到宏觀尺度的并行多尺度框架SCA2，用于預(yù)測三維復(fù)合材料的非線性行為，如圖18(c)與圖18(d)所示。Larsson等提出了一個(gè)與黏彈性-黏塑性矩陣模型耦合的速率相關(guān)的連續(xù)損傷模型，討論了纖維增強(qiáng)單向復(fù)合材料在有限變形下的微觀力學(xué)驅(qū)動(dòng)，準(zhǔn)靜態(tài)到動(dòng)態(tài)的失效響應(yīng)。

圖18 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)多尺度失效Fig.18 Multi-scale failure of composite structures

復(fù)合材料在沖擊載荷下易發(fā)生脆性失效，纖維的斷裂和層間失效會(huì)導(dǎo)致承載急劇降低，其抗沖擊和能量吸收能力相對較低。為提高抗沖擊性能，金屬/復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)成為了當(dāng)前的研究熱點(diǎn)，其結(jié)合了金屬延展性和復(fù)合材料的高能量吸收性能，能顯著提高結(jié)構(gòu)的能量吸收性能。Wei等研究表明在爆炸載荷下，復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)能顯著減輕沖擊損傷，且復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)內(nèi)部空間較大，具有優(yōu)秀的可設(shè)計(jì)性。Wang等利用激波管加載壓力的方式探討了不同芯層密度梯度排布的夾層板的性能，發(fā)現(xiàn)密度漸增梯度排布的夾芯板的抗沖擊性能最好。Tang等在研究CFRP/泡沫鋁夾層板的高速?zèng)_擊損傷時(shí)發(fā)現(xiàn)泡沫鋁夾芯的損傷形貌與準(zhǔn)靜態(tài)壓縮存在類似的特征，改變泡沫夾芯的密度在準(zhǔn)靜態(tài)和低速?zèng)_擊下對結(jié)構(gòu)整體力學(xué)性能的影響非常明顯，但是在高速?zèng)_擊條件在情況發(fā)生了變化。Nasirzadeh和Sabet研究了復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)中夾芯密度變化對其高速?zèng)_擊性能的影響，發(fā)現(xiàn)夾層板的抗沖擊性能并不是隨著泡沫密度的增加而一直增加，密度為49 kg/m時(shí)夾層板具有最高的彈道極限速度和沖擊吸能，而密度為70 kg/m時(shí)具有最高的能量吸收效率。

2.2.2 輕量化/抗沖擊一體化設(shè)計(jì)

輕量化是航空飛行器結(jié)構(gòu)永恒的設(shè)計(jì)與優(yōu)化目標(biāo)，由于航空飛行器服役過程可能受到爆炸沖擊載荷作用，輕量化/抗沖擊一體化新型結(jié)構(gòu)成為了航空領(lǐng)域發(fā)展的需求。點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)作為輕量化結(jié)構(gòu)的代表之一，具有千變?nèi)f化的微結(jié)構(gòu)與高孔隙率，同時(shí)基于材料匹配與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)還可具有抗爆炸抗沖擊、高效散熱隔熱、吸收電磁波及聲音等優(yōu)異的特性。

點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)能夠在大幅降低結(jié)構(gòu)相對密度的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)對結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的設(shè)計(jì)和變形機(jī)制的控制，是解決沖擊防護(hù)結(jié)構(gòu)現(xiàn)存峰值載荷過大以及大幅度載荷波動(dòng)問題新的設(shè)計(jì)思路。常見的點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)有蜂窩狀結(jié)構(gòu)、手性結(jié)構(gòu)、桿狀立方結(jié)構(gòu)等。金屬蜂窩點(diǎn)陣具有優(yōu)異的比強(qiáng)度、比剛度和吸能特性。手性結(jié)構(gòu)由可旋轉(zhuǎn)的剛性栽點(diǎn)和可彎曲的韌帶構(gòu)成，呈現(xiàn)負(fù)Poisson比特征，具有良好的抗壓和吸能特性。

Ostos等指出點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的靜動(dòng)態(tài)載荷下的壓縮應(yīng)力應(yīng)變曲線均包含3個(gè)階段。第1個(gè)階段是線彈性階段，其應(yīng)力應(yīng)變曲線呈線性關(guān)系，結(jié)構(gòu)主要發(fā)生彈性變形，直至在頂點(diǎn)處發(fā)生塑形破壞或脆性破壞；第2個(gè)階段是平臺(tái)階段，第2個(gè)階段的長短反映出點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)吸收能量的能力大小，Maskery等同時(shí)也指出結(jié)構(gòu)吸收大部分能量都在第2個(gè)階段；第3個(gè)階段是密實(shí)化階段，材料的強(qiáng)度明顯增強(qiáng)，此時(shí)的結(jié)構(gòu)已經(jīng)完全破壞。Wicks和Hutchinson建立了四面體點(diǎn)陣夾芯板在壓縮和剪切載荷下的理論模型，并且進(jìn)行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，與蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)相比，相同密度的四面體點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)承載能力更強(qiáng)。Wadley等基于水下爆炸實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)多層點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)具有更好的吸能效果，并在芯子中放入聚合物和陶瓷能夠顯著提高抗沖擊性能。Nikna和Akbarzadeh研究表明引入梯度設(shè)計(jì)能夠同時(shí)增強(qiáng)點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的剛度和能量吸收性能。Xu等將不同的點(diǎn)陣胞元進(jìn)行組合設(shè)計(jì)，通過改變桿徑比，進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)了對力學(xué)性能的調(diào)控。Huang等提出了一種由硬相和軟相組成的雙相點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)，并對其力學(xué)性能和壓縮變形特征進(jìn)行了研究，如圖19所示。

圖19 點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)壓縮力學(xué)響應(yīng)[175]Fig.19 Compression behaviour of lattice structures [175]

2.2.3 仿生復(fù)合材料抗沖擊結(jié)構(gòu)

隨著高推重比、低油耗、高可靠性、長壽命的現(xiàn)代先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展，其零部件的工作條件變得越來越苛刻。將仿生學(xué)的先進(jìn)思想應(yīng)用到航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵零部件中，可能會(huì)是一種有效的解決問題的途徑。自然界中的天然貝殼珍珠層和龜背等均具有獨(dú)特的多相多尺度微結(jié)構(gòu)，具有輕質(zhì)、高強(qiáng)度、高韌性等特性，是長期自然進(jìn)化形成的多功能一體化的結(jié)果。其兼具強(qiáng)度與韌性，且宏觀力學(xué)性能由多尺度軟硬多相微結(jié)構(gòu)和排列組合特征決定，為復(fù)合材料防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了可借鑒參考的思路。

Huang等研究了不同方向動(dòng)態(tài)載荷(應(yīng)變率約1 000 s)作用下珍珠層的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，發(fā)現(xiàn)其動(dòng)態(tài)斷裂強(qiáng)度遠(yuǎn)高于準(zhǔn)靜態(tài)(應(yīng)變率約10s)斷裂強(qiáng)度，且能量耗散機(jī)制也有所不同。在準(zhǔn)靜態(tài)載荷作用下，珍珠層斷裂機(jī)制主要是晶間破壞，即裂紋到達(dá)有機(jī)質(zhì)層時(shí)發(fā)生偏轉(zhuǎn)向有機(jī)質(zhì)層擴(kuò)展，而在動(dòng)態(tài)載荷下，裂紋則是直接穿透相鄰文石晶體繼續(xù)擴(kuò)展。動(dòng)態(tài)載荷下的這種裂紋擴(kuò)展機(jī)制能提高能量耗散，從而提高珍珠層的斷裂韌性。侯東芳等總結(jié)了珍珠層的增韌機(jī)制，主要有裂紋偏轉(zhuǎn)、有機(jī)物橋聯(lián)、纖維拔出、小孔聚結(jié)等。這些機(jī)制在裂紋擴(kuò)展過程中協(xié)同作用，使珍珠層具有了超常韌性。

受生物材料和工程合金沉淀硬化機(jī)制的啟發(fā)，Yin等提出了一種雙相力學(xué)超材料復(fù)合材料，基于準(zhǔn)靜態(tài)壓縮實(shí)驗(yàn)和模擬研究發(fā)現(xiàn)，相界滑移對結(jié)構(gòu)沖擊性能有重要影響，增強(qiáng)相的引入可以同時(shí)提高結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和斷裂韌性。Guo等進(jìn)一步研究了增強(qiáng)相的結(jié)構(gòu)參數(shù)對材料力學(xué)性能的影響，通過保證沿加載方向有更多的桁架在增強(qiáng)相分布，可以顯著提高點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)的比剛度和能量吸收，并通過連接相的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提升雙相超材料的力學(xué)性能。Xiao等通過雙相強(qiáng)化機(jī)制設(shè)計(jì)和制造體心立方(Body-Centered Cubic, BCC)微點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)，其水平和縱向方向的抗壓比強(qiáng)度、剛度和能量吸收顯著高于BCC單相結(jié)構(gòu)，并將其應(yīng)用于微型飛行器，采用雙相BCC微點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)超材料的微型飛行器機(jī)身重量降低了約65%，飛行時(shí)間增加了約40%。此外，Lu等基于椰子果實(shí)結(jié)構(gòu)的多尺度觀測，設(shè)計(jì)出椰子果皮啟發(fā)的仿生夾層結(jié)構(gòu)，對其抗沖擊性能進(jìn)行了仿真分析和機(jī)理研究，并對結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高其抗沖擊性能。Mirkhalaf等基于有限元仿真與試驗(yàn)方法研究了多種基于柏拉圖式形狀及其截?cái)囿w的拓?fù)浠ユi陶瓷面板的設(shè)計(jì)方法，如圖20所示。

圖20 仿生互鎖復(fù)合材料結(jié)構(gòu)沖擊響應(yīng)[182]Fig.20 Dynamic response of bio-inspired interlock composite structures[182]

總體而言，航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)抗沖擊失效機(jī)理及相關(guān)設(shè)計(jì)方面的研究已相對成熟，輕量化點(diǎn)陣復(fù)合材料結(jié)構(gòu)具有可調(diào)控設(shè)計(jì)的力學(xué)性能，在抗爆抗沖擊設(shè)計(jì)方面的空間更大。仿生復(fù)合材料結(jié)構(gòu)具有重要的應(yīng)用潛力，是將來的重要研究方向。

3 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的先進(jìn)制造工藝力學(xué)

目前, 高性能復(fù)合材料構(gòu)件的先進(jìn)制造工藝與性能評價(jià)是學(xué)術(shù)與工程領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)，也是復(fù)合材料在航空結(jié)構(gòu)中應(yīng)用的重要保證。隨著復(fù)合材料體系的不斷更新，其各種制造工藝也在不斷發(fā)展。由于各種先進(jìn)制造技術(shù)中存在尚未明晰的問題，最終導(dǎo)致復(fù)合材料構(gòu)件產(chǎn)生中不同種類、不同程度、形貌及分布復(fù)雜的制造缺陷，從而影響構(gòu)件的力學(xué)性能。以航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能為落腳點(diǎn)，發(fā)展穩(wěn)定可靠的制造工藝，提出基于結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的工藝設(shè)計(jì)方法，是當(dāng)前研究的熱點(diǎn)問題。本節(jié)對航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)纏繞、原位鋪放及熱塑性復(fù)合材料工藝技術(shù)3個(gè)方面的研究工作進(jìn)行了概述，主要涵蓋內(nèi)容如圖21所示。

圖21 航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的先進(jìn)制造工藝力學(xué)綜述內(nèi)容概覽Fig.21 Content overview of advanced manufacturing mechanics of aerospace composite structures

3.1 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)纏繞成型技術(shù)

纖維纏繞成型工藝是在預(yù)設(shè)纖維張力和特定線型的條件下，將浸膠后的連續(xù)纖維織物纏繞到芯模或內(nèi)襯上，然后在常溫或加熱條件下固化得到一定形狀的構(gòu)件，如圖22所示，具備成型精度高、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、自動(dòng)化程度高且生產(chǎn)成本低等優(yōu)點(diǎn)。近年來，隨著復(fù)合材料相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，纖維纏繞工藝逐漸向多工藝復(fù)合化、熱塑性纏繞原位成型工藝等方向發(fā)展。目前，纖維纏繞成型工藝已廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域，如飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)包容機(jī)匣、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、飛機(jī)機(jī)身、燃料儲(chǔ)箱、副油箱、機(jī)載高壓氣瓶、壓力容器等部件。為提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖，設(shè)計(jì)出抗沖擊性能好且質(zhì)量輕的發(fā)動(dòng)機(jī)包容機(jī)匣，纖維增強(qiáng)纏繞成型技術(shù)逐漸成為發(fā)動(dòng)機(jī)軟壁包容機(jī)匣的主要成型工藝。由于飛機(jī)性能需求的不斷提升，飛機(jī)大梁成型技術(shù)已由傳統(tǒng)的濕法纏繞成技術(shù)向帶纏繞成型技術(shù)方向發(fā)展，帶纏繞成型工藝有效地解決了飛機(jī)大梁成型精度低、效率低和制品性能難以提高等問題。復(fù)合材料槳葉增強(qiáng)帶作為直升機(jī)主旋翼系統(tǒng)中的核心承力構(gòu)件，是決定直升機(jī)動(dòng)力水平的關(guān)鍵因素。目前纏繞成型工藝由于成型效率高、質(zhì)量穩(wěn)定、纏繞線型靈活且可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)勢，已成為槳葉增強(qiáng)帶理想的成型方式。相比同等規(guī)格、同等級金屬氣瓶，纖維纏繞復(fù)合材料航空高壓氣瓶可減重30%～50%，有效地降低了結(jié)構(gòu)重量、提高了結(jié)構(gòu)效率和可靠性。隨著纖維纏繞復(fù)合材料構(gòu)件在航空科技領(lǐng)域應(yīng)用的迅速增加，其已發(fā)展成為結(jié)構(gòu)動(dòng)力和燃料系統(tǒng)的關(guān)鍵組成部件之一，無論從結(jié)構(gòu)重量還是從幾何空間上都占有較大的比例，越來越多地要求其在承受較高載荷的同時(shí)保持結(jié)構(gòu)的高效和輕量化。在纏繞工藝可實(shí)現(xiàn)的前提下，如何充分發(fā)揮結(jié)構(gòu)鋪層的力學(xué)性能，以設(shè)計(jì)出最輕質(zhì)高強(qiáng)的構(gòu)件，最大程度地減輕成型構(gòu)件的重量，是目前制約著復(fù)合材料纖維纏繞技術(shù)發(fā)展的瓶頸問題之一。

圖22 纖維纏繞原理圖[183]Fig.22 Schematic diagram of filament winding process[183]

由于纖維纏繞工藝具有復(fù)雜性、不穩(wěn)定性、非均勻性、各向異性等特點(diǎn)，不同的纏繞工藝參數(shù)對結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能有很大影響。此外，纖維纏繞結(jié)構(gòu)在服役過程中，結(jié)構(gòu)形式、載荷工況的不同，其損傷形成、演化過程也將變得復(fù)雜。因此，如何建立工藝參數(shù)與結(jié)構(gòu)力學(xué)性能之間的關(guān)聯(lián)模型，并基于復(fù)合材料多尺度結(jié)構(gòu)特征進(jìn)行損傷演化規(guī)律表征，提出纏繞結(jié)構(gòu)輕量化高承載設(shè)計(jì)方法是重要的科學(xué)問題。圖23總結(jié)了目前學(xué)者們在纖維纏繞工藝優(yōu)化與力學(xué)性能評估方面研究的總體思路。

圖23 纖維纏繞結(jié)構(gòu)工藝優(yōu)化及性能評估流程[190]Fig.23 Process optimization and evaluation of filament winding structures[190]

3.1.1 基于工藝影響的性能優(yōu)化

國外在這方面的研究工作起步較早， Hong和Shi采用多目標(biāo)優(yōu)化算法，通過工藝參數(shù)優(yōu)化，降低了結(jié)構(gòu)的孔隙率和殘余應(yīng)力。Saenz-Castillo等使用超聲檢測技術(shù)研究了不同工藝參數(shù)對碳纖維復(fù)合材料層間孔隙的分布、含量及位置的影響規(guī)律，并建立孔隙、層間剪切和面內(nèi)剪切等力學(xué)性能之間的關(guān)系。Deng等采用全局多參數(shù)靈敏度分析方法，研究熱塑性復(fù)合材料纏繞工藝參數(shù)對結(jié)構(gòu)孔隙率的影響規(guī)律。Clancy等研究了激光輔助預(yù)浸帶成型碳纖維增強(qiáng)聚醚醚酮(Carbon Fibre Reinforced Polyetheretherketone, CF/PEEK)變剛度層壓板所需的工藝參數(shù)，分析了纏繞速率和轉(zhuǎn)向半徑對結(jié)構(gòu)缺陷和結(jié)合強(qiáng)度的影響。

國內(nèi)學(xué)者在纏繞工藝影響研究方面也開展了一些工作。史耀耀等以層間剪切強(qiáng)度為優(yōu)化目標(biāo)，建立纏繞溫度、纏繞張力和纏繞壓力等工藝參數(shù)耦合對層間剪切強(qiáng)度的回歸模型。楊正偉等采用LS-DYNA研究鋪層順序、紗線帶寬等纏繞工藝參數(shù)對纖維發(fā)揮強(qiáng)度及殼體強(qiáng)度的影響規(guī)律。成燁等以層間剪切強(qiáng)度為參數(shù)優(yōu)化目標(biāo)，根據(jù)響應(yīng)曲面法分析了加熱區(qū)溫度、纏繞速率、纖維張力3個(gè)工藝參數(shù)對層間剪切強(qiáng)度的影響規(guī)律。合肥工業(yè)大學(xué)祖磊團(tuán)隊(duì)擺脫了傳統(tǒng)的纏繞線型模式，創(chuàng)造性提出多自由度非測地線纏繞成型模式，根據(jù)殼體幾何輪廓、載荷工況、表面摩擦系數(shù)、筒段-封頭過渡區(qū)幾何特性等精確設(shè)計(jì)非測地線纏繞軌跡，有效提升復(fù)合材料殼體特性系數(shù)與質(zhì)量比，顯著降低制造成本和生產(chǎn)周期。

3.1.2 纏繞結(jié)構(gòu)多尺度損傷失效表征

在纏繞結(jié)構(gòu)損傷失效表征方面，國內(nèi)外學(xué)者也開展了大量的研究工作。Ramirez等采用Wound Composite Modeler(WCM)插件，建立了纖維纏繞壓力容器有限元模型，通過纖維纏繞層的損傷情況預(yù)測爆破壓力。Rafiee和Torabi研究了有內(nèi)襯與無內(nèi)襯復(fù)合材料壓力容器的首層失效模式，對比了不同的失效準(zhǔn)則，并基于對比結(jié)果優(yōu)異的損傷準(zhǔn)則建立了漸進(jìn)損傷模型，對復(fù)合材料壓力容器的爆破壓力預(yù)測。Park等使用逐層模型以及擴(kuò)展有限元法對壓力容器進(jìn)行了裂紋分析，分析過程中考慮了各層纖維方向的差異使用了最大應(yīng)力及位移準(zhǔn)則來確定纖維的失效。Francescato等分析了最大應(yīng)力應(yīng)變理論、Tsai-Wu失效理論和漸進(jìn)損傷分析方法對殼體爆壓的預(yù)測精度和計(jì)算效率。Weng等將基體裂紋作為復(fù)合材料的失效模式，建立了基于能量的疲勞損傷參數(shù)和多軸疲勞壽命預(yù)測方法，可預(yù)測航空結(jié)構(gòu)件任意試驗(yàn)條件下的疲勞損傷參數(shù)與疲勞壽命之間的關(guān)系。

在國內(nèi)，賈子璇等采用Hashin失效準(zhǔn)則和Tan退化模型，建立了漸進(jìn)損傷有限元模型，對復(fù)合材料氣瓶爆破壓強(qiáng)進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測。劉萬雷等通過漸進(jìn)損傷分析方法研究了不同沖擊能量、沖擊部為對殼體剩余強(qiáng)度的影響規(guī)律，并通過沖擊試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。李瑤建立了殼體有限元模型，采用Tsai-Wu失效理論對纖維纏繞殼體進(jìn)行損傷失效分析，以驗(yàn)證殼體強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

3.1.3 纏繞結(jié)構(gòu)多參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

基于工藝影響與損傷機(jī)制分析，提出纏繞結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法是提升復(fù)合材料結(jié)構(gòu)性能的最終目的。Fu等以殼體封頭的幾何特點(diǎn)、纏繞工藝條件和Tsai-Wu張量準(zhǔn)則為約束，提出了使形狀因子最大化的封頭優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。Sebaey和Mahdi通過試驗(yàn)研究了航空用玻璃纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料管道的沖擊損傷行為，考察了沖擊次數(shù)、沖擊位置和沖擊能量對管道耐撞性的影響。

西北工業(yè)大學(xué)王婕和陸山提出了一種混合算法，對航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料主軸的鋪層角度與厚度進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了主軸質(zhì)量的減輕。武漢理工大學(xué)蔡光勝等針對某強(qiáng)度和臨界轉(zhuǎn)速要求設(shè)計(jì)了直升機(jī)傳動(dòng)軸，對碳纖維傳動(dòng)軸薄弱環(huán)節(jié)膠層進(jìn)行內(nèi)聚力有限元仿真，并驗(yàn)證了傳動(dòng)軸需求。李世康等對非圓截面組合體結(jié)構(gòu)風(fēng)機(jī)機(jī)艙罩進(jìn)行了測地線纏繞線型設(shè)計(jì)，利用Unity3D 軟件進(jìn)行纏繞仿真，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)線型的可行性。合肥工業(yè)大學(xué)祖磊等將碳纖維纏繞復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)設(shè)計(jì)和纏繞工藝參數(shù)設(shè)計(jì)二者有機(jī)結(jié)合起來，建立基于多尺度漸進(jìn)損傷分析的復(fù)合材料纏繞結(jié)構(gòu)失效設(shè)計(jì)與預(yù)測方法，創(chuàng)造性提出集“材料-結(jié)構(gòu)-制造-服役”多因素耦合的復(fù)合材料纏繞結(jié)構(gòu)多維協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)原理與方法。并基于該方法研制了非測地線纏繞結(jié)構(gòu)多維協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)仿真平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了復(fù)合材料殼體優(yōu)化設(shè)計(jì)、工藝特性仿真評估及可靠性分析等功能。

3.2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)原位鋪放成型技術(shù)

復(fù)合材料原位鋪放成型采用激光、紅外燈或熱風(fēng)快速致熱(圖24)，使預(yù)浸料在鋪放時(shí)同步熔融固化，是航空復(fù)合材料整體化快速成型的新興技術(shù)，可用于制造機(jī)翼壁板、機(jī)身壁板、翼梁、短艙結(jié)構(gòu)、后方耐壓艙壁等變曲率、大尺寸航空結(jié)構(gòu)。該技術(shù)通過減少制造工序、降低原料儲(chǔ)存條件，可以有效降低復(fù)合材料構(gòu)件制造成本，提高制造效率，是民機(jī)和軍機(jī)輕量化制造的關(guān)鍵技術(shù)。

圖24 當(dāng)前纖維自動(dòng)鋪放技術(shù)在航空工業(yè)中的應(yīng)用Fig.24 Current applications of AFP technology in aerospace engineering

早期復(fù)合材料原位鋪放成型技術(shù)的研發(fā)始于杜邦公司，研究人員采用熱風(fēng)加熱熔融聚醚醚酮(PEEK)預(yù)浸料，用于纏繞成型筒段結(jié)構(gòu)。2000年以后，法國Coriolis Composites、美國Automated Dynamics以及西班牙M.Torres等公司基于多自由度機(jī)器人開發(fā)自動(dòng)鋪放原位成型裝備，可在復(fù)雜曲面和陰模表面進(jìn)行鋪放，并與波音和空客等飛機(jī)制造商合作，推進(jìn)復(fù)合材料自動(dòng)鋪放原位固化成型在飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體化制造領(lǐng)域的應(yīng)用。此外，英國Victrex公司與法國設(shè)備供應(yīng)商Daher公司合作，采用原位鋪放設(shè)備制備VICTREX AE 250聚芳醚酮 (Polyetherketoneketone, PAEK)預(yù)制體，然后進(jìn)行非熱壓罐固結(jié)，生產(chǎn)176層厚度為32 mm的熱塑性復(fù)合材料層合板，可以提高機(jī)身壁板等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的生產(chǎn)率。歐盟委員會(huì)正在推進(jìn)歐盟“地平線2020”計(jì)劃，其中Clean Sky項(xiàng)目(2008—2016年)采用復(fù)合材料原位成型技術(shù)制造飛機(jī)壁板，并在Clean Sky 2項(xiàng)目(2017—2021年)進(jìn)一步驗(yàn)證該技術(shù)在全尺寸機(jī)身上的應(yīng)用。此外，空客公司采用更靈活的 Kuka 機(jī)械臂原位成型彎曲加強(qiáng)壁板，可用于制造更高曲率的結(jié)構(gòu)，例如機(jī)翼前緣、掛架、襟翼或其他可動(dòng)件。

原位鋪放成型技術(shù)還可以實(shí)現(xiàn)纖維轉(zhuǎn)向，允許在各個(gè)方向上調(diào)整剛性和強(qiáng)度，制造“變剛性復(fù)合材料”，從而使重量最小化。目前，纖維轉(zhuǎn)向技術(shù)多用于熱固性復(fù)合材料成型。空客采用纖維轉(zhuǎn)向技術(shù)制造A350-1000空客飛機(jī)門框架，飛機(jī)減重70 kg。 NASA、Aurora Flight Sciences 和 University of Michigan 合作開展Passive Aeroelastic Tailoring (PAT) 項(xiàng)目，采用纖維轉(zhuǎn)向技術(shù)設(shè)計(jì)、優(yōu)化及制造了39英尺長大展弦比機(jī)翼縮比件的蒙皮，通過纖維轉(zhuǎn)向?qū)崿F(xiàn)彎曲-扭轉(zhuǎn)耦合，在沒有機(jī)械傳動(dòng)的情況下控制翼尖形態(tài)，提高空氣動(dòng)力學(xué)效率。

相比于熱壓罐成型和熱壓成型，復(fù)合材料自動(dòng)鋪放成型技術(shù)工藝復(fù)雜，缺陷難以控制，宏觀力學(xué)性較差，技術(shù)成熟度較低，尚不能替代熱壓罐成型用于制造飛機(jī)主承力構(gòu)件。本章重點(diǎn)分析總結(jié)原位成型缺陷對層合板宏觀力學(xué)性能的影響機(jī)制。

3.2.1 結(jié)構(gòu)孔隙對力學(xué)性能的影響

孔隙缺陷是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)主要缺陷之一。航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)對孔隙率有嚴(yán)格的要求。原位鋪放過程中，如果壓輥壓力過低，嵌入層間的氣泡難以轉(zhuǎn)移和塌縮，容易造成較高的孔隙率。國內(nèi)外研究表明，與熱壓罐成型、熱壓成型等工藝相比，復(fù)合材料原位成型容易產(chǎn)生孔隙缺陷，降低層間剪切強(qiáng)度、疲勞層間斷裂韌性、彎曲強(qiáng)度、拉伸強(qiáng)度、開孔壓縮強(qiáng)度等力學(xué)性能(圖25)。 如圖25(a)所示，層合板層間剪切強(qiáng)度與孔隙率呈負(fù)相關(guān)。Comer等對使用激光輔助加熱原位固結(jié)工藝和熱壓罐工藝處理的CF/PEEK層合板樣品進(jìn)行了對比，相比于熱壓罐工藝，原位固結(jié)層合板孔隙率較高(2.8%)，彎曲強(qiáng)度降低32%，層間剪切強(qiáng)度降低30%，開孔壓縮強(qiáng)度降低22%。國內(nèi)東華大學(xué)的趙大成和中國商飛復(fù)材中心的劉衛(wèi)平等采用激光輔助加熱原位鋪放成型方法制備復(fù)合材料層合板，發(fā)現(xiàn)孔隙率與鋪放工藝參數(shù)直接相關(guān)，孔隙率與加熱溫度和壓輥壓力呈負(fù)相關(guān)，與鋪放速度成正相關(guān)。

采用熱壓罐、熱壓、二次輥壓等后處理方法可以顯著降低孔隙率，提高層間剪切強(qiáng)度、拉伸強(qiáng)度等力學(xué)性能。Chanteli等采用單次輥壓、雙重輥壓、垂直纖維方向輥壓、模具側(cè)邊輥壓以及熱壓罐對激光加熱原位固結(jié) CF/PEEK 層壓板進(jìn)行后處理(圖25(b)～圖25(e))，發(fā)現(xiàn)空隙含量分別減少了17.81%、17.57%、19.00%和31.35%，并顯著降低層合板的表面粗糙度。相比于重復(fù)輥壓處理，熱壓罐后處理對提高力學(xué)性能更加有效，層間剪切強(qiáng)度、開孔壓縮強(qiáng)和面內(nèi)剪切強(qiáng)度分別提高100%、72.6%和35.8%。Hoang等通過僅真空袋(Vacuum Bag Only, VBO)和熱壓等二次處理方法將層合板孔隙率從6%分別降至0.93%和0.3%，將層間剪切強(qiáng)度提高265%和361%。國內(nèi)商飛公司的陳吉平等與同濟(jì)大學(xué)合作研究了激光輔助加熱原位固化工藝參數(shù)對復(fù)合材料孔隙率的影響，并通過熱壓罐進(jìn)一步處理激光原位固化的層合板，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，熱壓罐二次固化可以顯著降低空隙率，提高層合板的層間剪切強(qiáng)度(圖25(f))。

圖25 自動(dòng)鋪放中關(guān)鍵工藝參數(shù)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響研究Fig.25 Research on effects of key process parameters in AFP techniques on mechanical performance of composite structures

3.2.2 鋪帶間隙和重疊對力學(xué)性能的影響

鋪帶間隙和重疊是自動(dòng)鋪設(shè)過程中常見的缺陷，一方面其尺寸大小、密度、位置受到設(shè)備鋪放精度影響，另一方面模具曲率以及纖維轉(zhuǎn)向鋪放都會(huì)造成間隙、重疊缺陷。針對航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，國內(nèi)外大量研究表明，鋪帶間隙會(huì)降低層合板拉伸強(qiáng)度、壓縮強(qiáng)度、開孔壓縮強(qiáng)度、層間剪切強(qiáng)度、面內(nèi)剪切強(qiáng)度，但對拉伸模量、壓縮模量和剪切模量影響較小。同時(shí)，鋪帶重疊會(huì)降低拉伸強(qiáng)度和壓縮強(qiáng)度，但對拉伸模量、壓縮模量、剪切模量影響較小。目前，針對熱塑性復(fù)合材料的相關(guān)研究較少。Zenker等研究表明，間隙和重疊會(huì)降低碳纖維增強(qiáng)聚苯硫醚(Carbon Fibre Reinforced Polyphenylene Sulphide, CF/PPS)層合板的極限拉伸強(qiáng)度和極限壓縮強(qiáng)度，但是間隙的影響比重疊大。

3.2.3 結(jié)晶度對力學(xué)性能的影響

對于熱塑性樹脂基體復(fù)合材料而言，原位固結(jié)成型過程中冷卻速率較高，導(dǎo)致樹脂結(jié)晶度低，會(huì)影響層合板宏觀力學(xué)性能。因此，如何控制冷卻速率和冷卻時(shí)間是調(diào)控結(jié)晶度的關(guān)鍵問題。Comer等研究表明，由于激光輔助加熱原位固結(jié)的CF/PEEK層合板降溫速度較快，導(dǎo)致結(jié)晶度較低。無定型樹脂具有較高的塑性變形能力。因此。與熱壓罐工藝處理的層合板相比，原位固結(jié)的CF/PEEK層合板具有較高的層間斷裂韌性(圖26(a)與圖26(b))，楔形剝離強(qiáng)度可提高34%，裂紋拓展更加穩(wěn)定。

圖26 不同制造工藝對復(fù)合材料界面形貌及力學(xué)性能的影響研究Fig.26 Research on effects of different manufacturing techniques on fracture surface and mechanical performance of as-manufactured composites

采用熱壓罐、熱壓、回火等后處理方法可以有效增加結(jié)晶度，提高層間剪切強(qiáng)度等宏觀力學(xué)性能(圖26(c)與圖26(d))。Hoang等采用高溫退火、僅真空袋和熱壓等后處理方法將原位固化的層合板結(jié)晶度從3.2%提高到20%，層間剪切強(qiáng)度提高10.89%。Chadwick等研究回火溫度對CF/PPS結(jié)晶度的影響，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，通過將材料暴露在冷結(jié)晶溫度以上可以產(chǎn)生二次結(jié)晶，并且二次結(jié)晶與回火溫度成正相關(guān)，可將樹脂拉伸強(qiáng)度提高一倍以上。研究還表明，提高模具溫度可以顯著增加樹脂結(jié)晶度，增強(qiáng)層合板層間剪切強(qiáng)度和拉伸強(qiáng)度。

3.2.4 層間熔合強(qiáng)度對力學(xué)性能的影響

在復(fù)合材料鋪放過程中，預(yù)浸料帶材和基材之間的熔合強(qiáng)度是影響層合板層間力學(xué)性能的關(guān)鍵因素，由層間的緊密接觸度和熔合度共同決定，不僅受加熱溫度、壓輥壓力、鋪放速度等鋪放參數(shù)的影響，還與材料表面粗糙度密切相關(guān)。

Stokes-Griffi和Compston研究表明，在高速鋪放過程中，加熱溫度過低會(huì)降低復(fù)合材料預(yù)浸料層間分子鏈擴(kuò)散速率，從而降低層合板的層間剪切強(qiáng)度。Khudiakova等采用雙懸臂梁(DCB)試驗(yàn)研究鋪放參數(shù)對預(yù)浸料層間熔合強(qiáng)度的影響，發(fā)現(xiàn)較高的加熱溫度可以增加樹脂在玻璃化轉(zhuǎn)變溫度以上的時(shí)間，有利于層間分子鏈擴(kuò)散和提高層間斷裂韌性。北京化工大學(xué)的劉新等研究表明，原位成型過程中的等溫結(jié)晶過程可以在結(jié)晶初期階段增強(qiáng)層間分子鏈擴(kuò)散，提高層合板的層間剪切強(qiáng)度。

3.3 高性能熱塑性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)技術(shù)

根據(jù)樹脂基體的不同，以樹脂作為基體的復(fù)合材料可大致分為熱固性與熱塑性2大類。相對于傳統(tǒng)的熱固性復(fù)合材料，熱塑性復(fù)合材料的研究與應(yīng)用雖然于20世紀(jì)80年代末剛剛起步，但卻在近20年來的工業(yè)應(yīng)用中呈現(xiàn)出飛速的發(fā)展趨勢。這主要是出于2個(gè)方面的原因：首先，熱固性復(fù)合材料由于樹脂固化后高度交聯(lián)的分子結(jié)構(gòu)，雖然材料剛度高但韌性較低，很難抵御疲勞與沖擊載荷下的裂紋擴(kuò)展，且維修困難；而熱塑性復(fù)合材料樹脂黏性較高，因此具備較高的損傷容限與抗沖擊性能，可滿足航空飛行器長時(shí)間服役需求。另外，航空熱固性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)為追求質(zhì)量可靠，普遍采用熱壓罐固化工藝，周期長且成本高，無法滿足快速增長的航空市場需求。而熱塑性復(fù)合材料由于其樹脂高溫熔融可塑的特性，可采用熱壓、焊接等快速且成本低廉的制造加工技術(shù)，從而極大地縮短了制造周期并降低了生產(chǎn)成本。此外，熱塑性復(fù)合材料還具備可重復(fù)加工、結(jié)構(gòu)易于修復(fù)、預(yù)浸料可在常溫環(huán)境長期保存(無需冷藏)等特點(diǎn)，因此在航空結(jié)構(gòu)領(lǐng)域具備強(qiáng)大的工業(yè)價(jià)值與應(yīng)用潛力。

經(jīng)過將近40年的發(fā)展，歐美等國在熱塑性復(fù)合材料方面的技術(shù)已經(jīng)具備了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)，并成功在多種軍民飛機(jī)型號上進(jìn)行了應(yīng)用，如圖27(a)所示。在軍機(jī)方面，美國采用熱塑性復(fù)合材料制造YF-22殲擊機(jī)的機(jī)翼與發(fā)動(dòng)機(jī)管路系統(tǒng)。Westland公司采用APC-2熱塑性復(fù)合材料與Nomex蜂窩夾層結(jié)構(gòu)制造直升機(jī)尾翼。而在民機(jī)領(lǐng)域，空客集團(tuán)使用玻璃纖維增強(qiáng)聚苯硫醚(GF/PPS)復(fù)合材料制造A340與A380客機(jī)的機(jī)翼前緣，并通過阻抗焊接技術(shù)進(jìn)行前緣蒙皮與翼肋之間的裝配。荷蘭Fokker公司的G650商用飛機(jī)采用感應(yīng)焊接CF/PPS制造方向舵與升降舵等結(jié)構(gòu)。當(dāng)前，高性能熱塑性復(fù)合材料被廣泛用于制造飛機(jī)結(jié)構(gòu)中數(shù)量龐大的零部件及連接部件。在此基礎(chǔ)上，歐洲各國家政府、高校及研究機(jī)構(gòu)等聯(lián)合成立了如TAPAS(Thermoplastic Affordable Primary Aircraft Structures)(圖27(b))、Clean Sky(圖27(c))等系列項(xiàng)目，力圖將熱塑性復(fù)合材料應(yīng)用于飛機(jī)的主承力結(jié)構(gòu)部件上。

圖27 高性能熱塑性復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用與發(fā)展計(jì)劃[246-247]Fig.27 Application of high-performance thermoplastic composites on aircraft structures and related development programs[246-247]

由于熱塑性聚合物特有的分子鏈結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致纖維-基體界面特性、成型過程及失效機(jī)理等與傳統(tǒng)熱固性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)有很大差異。針對這些問題，學(xué)者們開展了大量的研究工作。

3.3.1 熱塑性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)

熱塑性基體具備較高的黏性，從而賦予了熱塑性復(fù)合材料更優(yōu)異的界面性能，使得受載過程中，纖維與基體不容易脫粘。同時(shí)，熱塑性基體在受載過程中可通過一定程度的變形來吸收能量，有效抑制了裂紋的萌生與擴(kuò)展，從而提升了結(jié)構(gòu)整體的斷裂韌性與損傷容限。

Wang等探究了不同應(yīng)變率(0.001～400 s)下玄武巖纖維增強(qiáng)聚丙烯(BF/PP)的力學(xué)性能與失效機(jī)理，并基于Halpin-Tsai模型建立了不同纖維含量與不同應(yīng)變率下BF/PP的拉伸強(qiáng)度預(yù)測模型(圖28(a))。Kwon等探究了不同樹脂含量對連續(xù)玻璃纖維增強(qiáng)聚丙烯纖復(fù)合材料(GF/PP)力學(xué)性能的影響，發(fā)現(xiàn)在PP含量較高(>50 wt%)時(shí)會(huì)出現(xiàn)未成束的玻璃纖維，導(dǎo)致增強(qiáng)纖維和PP長絲無法均勻混合，使得復(fù)合材料的力學(xué)性能顯著下降(圖28(b))。Quan等對比探究了PA12與PPS樹脂薄膜作為增韌層對單向與編織CF/Epoxy層合板疲勞性能的影響，并發(fā)現(xiàn)PPS增韌層可以顯著提高2種結(jié)構(gòu)的層間斷裂韌性(圖28(c))。Zscheyge等對GF/PP進(jìn)行了系統(tǒng)的速率相關(guān)性實(shí)驗(yàn)表征并建立了黏彈塑性損傷模型，并提出了一種具有松弛和延遲周期的分步加卸載試驗(yàn)方法，分析了復(fù)合材料的非線性變形和損傷行為(圖28(d))。Isaac等通過Hopkinson實(shí)驗(yàn)結(jié)合數(shù)字圖像相關(guān)法(Digital Image Correlation, DIC)和高速成像技術(shù)，研究了不同鋪層順序?qū)τ?D打印聚乳酸(Polylactic Acid, PLA)試樣動(dòng)態(tài)斷裂性能的影響，基于失效模式提出了鋪層優(yōu)化方法。

圖28 熱塑性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)研究Fig.28 Research on structural mechanics of thermoplastic composites

3.3.2 熱塑性復(fù)合材料工藝力學(xué)

基于熱塑性聚合物熔融可塑的特性，熱塑性復(fù)合材料具備“性價(jià)比”更高的制造方式，如熱壓、焊接及3D打印等。然而在溫度、壓力等多物理場耦合作用下，其工藝過程更加復(fù)雜，操作窗口更為嚴(yán)苛，同時(shí)也為結(jié)構(gòu)成型后的表征評價(jià)提出了更大的挑戰(zhàn)。

Akkerman等發(fā)展了三步一體式有限元模型對熱塑性復(fù)合材料熱壓成型中的結(jié)構(gòu)剛度、殘余應(yīng)力以及固化變形進(jìn)行了預(yù)測研究，并采用機(jī)翼前緣的加強(qiáng)筋結(jié)構(gòu)進(jìn)行了驗(yàn)證(圖29(a))。Brauner等分析了在熱壓過程中由于材料的各向異性導(dǎo)致的熱塑性復(fù)合材料出現(xiàn)固化變形的原因，并針對具體影響因素提出了相應(yīng)的工藝優(yōu)化方法。Péron等則提出了一個(gè)預(yù)測熱塑性復(fù)合材料層合板層面殘余應(yīng)力的理論模型，并基于DIC觀測了GF/PA6復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的固化曲線，驗(yàn)證了模型的有效性。

Shi等基于試驗(yàn)方法探究了五緞紋編織玻璃纖維增強(qiáng)聚醚酰亞胺(Glass Fibre Reinforced

Polyetherimide, GF/PEI)中纖維方向?qū)附咏Y(jié)構(gòu)力學(xué)性能與失效模式的影響(圖29(b))，并基于位移探測技術(shù)提出了焊接過程中工藝窗口的控制方法。Flanagan等對比研究了基于感應(yīng)焊接與膠接制造的CF/PEEK帽型加筋壁板的力學(xué)性能，發(fā)現(xiàn)焊接結(jié)構(gòu)與膠接結(jié)構(gòu)具備相同的剛度與承載能力，但前者具備更低的內(nèi)部微缺陷與熱變形。Villegas等探討了不同導(dǎo)能結(jié)構(gòu)構(gòu)型、工藝參數(shù)組合以及焊接控制模式等因素對熱塑性復(fù)合材料超聲焊接結(jié)構(gòu)力學(xué)性能與失效模式的影響規(guī)律，并初步建立了連續(xù)性超聲波焊接工藝方法。北京理工大學(xué)趙天等則面向大型航空結(jié)構(gòu)，提出了多點(diǎn)超聲焊接技術(shù)，建立了穩(wěn)定的焊接控制方法，并實(shí)現(xiàn)了與機(jī)械連接相當(dāng)?shù)暮附訌?qiáng)度。另外，他們還對比了不同焊頭對工藝及接頭性能的影響(圖29(c))，為超聲焊接在熱塑性復(fù)合材料飛行器結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用提供了支撐。

清華大學(xué)Fu和Yao基于多尺度方法分析了熱塑性復(fù)合材料在增材制造工藝過程中的熔融-沉積-冷卻以及工藝對3D打印試件力學(xué)性能的影響，仿真過程中考慮了樹脂的流動(dòng)與結(jié)晶過程，并基于數(shù)值模擬技術(shù)建立了提升力學(xué)性能的3D打印工藝優(yōu)化方法。Ichihara 等建立了基于有限元的連續(xù)損傷力學(xué)模型(CDM)，以預(yù)測基于3D打印制造的熱塑性復(fù)合材料的力學(xué)性能與失效機(jī)理，模型較好地預(yù)測了打印構(gòu)件在拉伸載荷下的非線性力學(xué)行為。Chacon等則系統(tǒng)研究了打印過程中不同堆疊方式對構(gòu)件動(dòng)態(tài)力學(xué)性能的影響(圖29(d))。

圖29 熱塑性復(fù)合材料典型制造工藝相關(guān)研究Fig.29 Related research on typical manufacturing techniques of thermoplastic composites

4 展 望

高性能復(fù)合材料結(jié)構(gòu)近幾十年來在航空工業(yè)領(lǐng)域得到了快速的發(fā)展，并在很多方面成功代替了傳統(tǒng)的金屬材料結(jié)構(gòu)，成為了航空飛行器新的主打材料，極大地豐富了當(dāng)前及未來航空結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)及制造體系，支撐了各種先進(jìn)型號飛行器的研制及發(fā)展。高性能復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在航空裝備上的應(yīng)用與發(fā)展涉及到力學(xué)、材料、機(jī)械、控制等多個(gè)學(xué)科的問題，存在高度的學(xué)科交叉與融合。當(dāng)前在力學(xué)方面所存在的關(guān)鍵問題，主要體現(xiàn)在航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的力學(xué)設(shè)計(jì)與性能預(yù)測、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化設(shè)計(jì)方法以及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造工藝力學(xué)3個(gè)方面。

在航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的力學(xué)設(shè)計(jì)與性能預(yù)測方面，目前學(xué)者們圍繞結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計(jì)、強(qiáng)度評估、疲勞特性、損傷檢測及膠接連接結(jié)構(gòu)等方面開展了豐富的工作。然而當(dāng)前航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)存在從底層出發(fā)的材料力學(xué)行為高精度預(yù)示技術(shù)不足，積木式試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法不系統(tǒng)，預(yù)測模型過于理想，檢測方法精度與效率較低等諸多問題。為進(jìn)一步增強(qiáng)復(fù)合材料航空結(jié)構(gòu)損傷演化機(jī)制的了解，提高航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的可靠性及預(yù)測方法的準(zhǔn)確性，仍需在以下幾個(gè)方面開展深入的研究：① 宏微結(jié)構(gòu)跨尺度一體化強(qiáng)度分析理論、小樣本數(shù)據(jù)下試驗(yàn)驗(yàn)證數(shù)據(jù)的置信評估，以及智能優(yōu)化驅(qū)動(dòng)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；② 基于實(shí)際服役載荷/環(huán)境條件下的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)多尺度疲勞損傷演化模型；③ 遠(yuǎn)距離、非接觸、高精度的無損檢測方法新原理及裝備研制，以及基于大數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的復(fù)合材料人工智能檢測方法；④ 基于韌性膠層連接的異質(zhì)結(jié)構(gòu)的本構(gòu)關(guān)系，及膠接接頭在準(zhǔn)靜態(tài)以及疲勞載荷下的損傷擴(kuò)展的三維模型與計(jì)算方法。

在航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)功能化研究方面，圍繞飛行器結(jié)構(gòu)隱身與抗爆/抗沖擊多功能設(shè)計(jì)等工作也已取得了一定的進(jìn)展，并從逐漸從基于“材料”的思路，上升到基于“結(jié)構(gòu)”的理念。但目前仍存在隱身層結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及連接強(qiáng)度低，隱身結(jié)構(gòu)共形設(shè)計(jì)差，結(jié)構(gòu)脆性導(dǎo)致能量吸收效率低等問題。可以從以下幾個(gè)方面繼續(xù)開展深入的研究：① 航空隱身結(jié)構(gòu)的共形設(shè)計(jì)與針對異型非可展曲面的設(shè)計(jì)制造一體化技術(shù)；② 具備高抗沖擊強(qiáng)度及韌性的輕質(zhì)仿生復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。

在航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)先進(jìn)制造工藝力學(xué)方面，雖然學(xué)者們對于工藝參數(shù)對結(jié)構(gòu)性能的影響方面開展了大量的研究工作，但是樣件尺寸普遍處于試片級，且多數(shù)未考慮到實(shí)際服役的載荷工況，同時(shí)存在缺陷成型機(jī)理不明晰、設(shè)計(jì)工藝一體化程度低、材料性能結(jié)構(gòu)不匹配等諸多方面問題。因此，為了進(jìn)一步保障復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在航空裝備中的可靠性，需在以下幾個(gè)方面開展深入研究：① 多 任務(wù)載荷作用下纏繞結(jié)構(gòu)損傷失效規(guī)律推演、基于可制造性的纏繞鋪層多維協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)，以及考慮纏繞工藝特性的高精度形性協(xié)同制造；② 纖維鋪放過程的原位表征技術(shù)、過程預(yù)測模型及多參數(shù)協(xié)同控制方法；③ 針對大尺寸航空異形熱塑性復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的高效成型技術(shù)及多物理場耦合工藝仿真方法。

高性能復(fù)合材料由于其微結(jié)構(gòu)特性具備高度材料結(jié)構(gòu)一體化特征，如何基于航空服役實(shí)際需求，以結(jié)構(gòu)功能化為牽引，提出可靠的力學(xué)設(shè)計(jì)方法與穩(wěn)定制造工藝技術(shù)，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)-制造工藝-性能評價(jià)一體化，是將高性能復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的優(yōu)越性在航空裝備中充分發(fā)揮的“金鑰匙”。然而，就目前的研究而言，這一點(diǎn)尚未能得到很好的實(shí)現(xiàn)。因此，如何建立并發(fā)展面向航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)-制造工藝-性能評價(jià)一體化技術(shù)是亟待解決的重要科學(xué)問題。