復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與驗證概論

內(nèi)容概要

　　《復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與驗證概論》基于國內(nèi)外飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與驗證方面的經(jīng)驗教訓(xùn)和作者沈真30年來在該領(lǐng)域的研究成果和經(jīng)驗總結(jié)，通過對復(fù)合材料與金屬在力學(xué)性能等方面的差別分析，系統(tǒng)總結(jié)了飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與驗證的六大特點，給出了復(fù)合材料許用值和設(shè)計值的確定方法，闡述了飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強度設(shè)計要求和驗證方法。
　　為便于讀者有效地使用本書，作者在相關(guān)章節(jié)內(nèi)對有關(guān)知識和文獻以章內(nèi)附錄的形式給出。此外，本書還帶有兩個附錄：材料力學(xué)性能表征和咨詢通報AC
20107B復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)（譯稿）。
　　《復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與驗證概論》適用于飛機結(jié)構(gòu)專業(yè)的研究生和從事復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計的技術(shù)人員，也可供其他領(lǐng)域復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計人員參考。

書籍目錄

1 總論
　1.1 概述
　1.2 復(fù)合材料的發(fā)展及其在飛機結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用
　1.2.1 復(fù)合材料的發(fā)展概況
　1.2.2 復(fù)合材料在飛機結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用
　1.3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的特點
　1.3.1 結(jié)構(gòu)性能方面
　1.3.2 制造工藝方面
　1.4 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的成本
　1.4.1 材料
　1.4.2 制造技術(shù)
　1.4.3 整體化設(shè)計與制造技術(shù)
　1.4.4 充分利用復(fù)合材料優(yōu)異的抗疲勞和耐腐蝕性能
　參考文獻
2 強度設(shè)計要點和特點
　2.1 飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計規(guī)范的演變
　2.1.1 軍機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計規(guī)范的發(fā)展
　2.1.2 民機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)適航文件的發(fā)展
　2.2 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計要點
　2.2.1 設(shè)計特點
　2.2.2 設(shè)計-分析-制造優(yōu)化途徑
　2.2.3 應(yīng)避免的問題
　2.2.4 適航審定
　2.2.5 整體化結(jié)構(gòu)的設(shè)計流程
　2.3 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強度設(shè)計要點
　2.3.1 材料/工藝
　2.3.2 許用值和設(shè)計值
　2.3.3 靜強度設(shè)計
　2.3.4 耐久性
　2.3.5 損傷容限
　2.3.6 驗證試驗
　2.3.7 結(jié)論
　參考文獻
3 許用值和設(shè)計值
4 靜強度設(shè)計與驗證
5 耐久性設(shè)計與驗證
6 損傷容限設(shè)計與驗證
7 積木式結(jié)構(gòu)設(shè)計驗證試驗
8 全尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驗證試驗
附錄A 材料力學(xué)性能表征
附錄B 咨詢通報AC 20－107B 復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)
　　

章節(jié)摘錄

版權(quán)頁：   構(gòu)，采用的是“等代設(shè)計”，考慮到當(dāng)時缺乏復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計經(jīng)驗和使用經(jīng)驗，而最差的設(shè)計是采用準(zhǔn)各向同性的鋪層，僅靠密度的差別也可達到減重的目的，但這時要求其設(shè)計值（應(yīng)變）應(yīng)與金屬相當(dāng)。由于垂尾采用剛度設(shè)計，即在設(shè)計極限載荷下其最大應(yīng)力不能超過屈服強度，對鋁來說其對應(yīng)的應(yīng)變約為4000，因此取4 000με作為設(shè)計值。當(dāng)然還要進一步做試驗來證實其滿足了完整性要求。 3.4.2 20世紀(jì)70～80年代的研究概況 20世紀(jì)70年代國外開始將復(fù)合材料大量用于飛機結(jié)構(gòu)，在軍機的應(yīng)用方面主要體現(xiàn)在將它用于機翼等主要承力構(gòu)件，在民機的應(yīng)用方面則是開始從操縱面推廣到用于尾翼安定面這類次承力構(gòu)件。隨著應(yīng)用的擴大，如何確定設(shè)計值的問題便成了突出的技術(shù)關(guān)鍵。由于缺乏設(shè)計和使用經(jīng)驗，各公司在進行研究時，都對可能影響結(jié)構(gòu)完整性的各種因素進行普遍的研究。麥克唐納公司在確定F—18和AV—88復(fù)合材料機翼設(shè)計值的過程中所做的研究是其中的一個典型例子。根據(jù)金屬結(jié)構(gòu)的經(jīng)驗，結(jié)構(gòu)的薄弱環(huán)節(jié)主要是緊固件孔邊這類的應(yīng)力集中處，因此他們的研究主要采用帶典型緊固件孔的試樣，即首先用足夠數(shù)量的含孔試件來確定其基準(zhǔn)狀態(tài)（室溫干態(tài)）的強度性能分布函數(shù)f（ε），并用統(tǒng)計分析方法得到這種狀態(tài)的平均值εb和許用值εh。再用附加的試驗來確定環(huán)境、緊固件擠壓應(yīng)力、偏軸和雙軸加載的影響，得出對壓縮最嚴(yán)重的環(huán)境條件是濕熱，而對拉伸則是干冷，并得到每一種環(huán)境條件下的平均值εe。用基準(zhǔn)狀態(tài)許用值εb減去兩種狀態(tài)（基準(zhǔn)狀態(tài)與嚴(yán)重的環(huán)境狀態(tài)）平均值之差，就可得到嚴(yán)重狀態(tài)許用值εe，以此為基礎(chǔ)最初選定的壓縮設(shè)計值為5000με，拉伸設(shè)計值為3000με，進一步研究后拉伸設(shè)計值提高為4000με。由于當(dāng)時對沖擊損傷還缺乏認(rèn)識，在這一研究中未予考慮。在后來的受彎盒段試驗時，當(dāng)上蒙皮含沖擊損傷時，其破壞應(yīng)變僅3 500με，因此最后壓縮設(shè)計值降為4000με。 洛克希德公司（Lockheed Corporation）根據(jù)NASA贊助的ACEE（飛機能效）計劃，系統(tǒng)地對用于L一101 1副翼和垂尾的T300／5208的設(shè)計值進行了研究。他們用2000多個試件全面研究了各種因素（包括缺口和環(huán)境）的影響。第一步他們用單向板的拉、壓試驗結(jié)果，通過層壓板理論和強度準(zhǔn)則得到元缺口層壓板的強度。

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