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(fù)合材料因具有比強（剛）度高、抗疲勞性能好、耐腐蝕及可設(shè)計性強等特點，在飛行器上的應(yīng)用部位和用量已成為衡量飛行器先進(jìn)性的一個重要標(biāo)志。復(fù)合材料的老化性能是復(fù)合材料設(shè)計的一個重要指標(biāo)，而目前對復(fù)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(fù)合材料在產(chǎn)品中的應(yīng)用。

某型飛行器系統(tǒng)大量應(yīng)用復(fù)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(fù)合材料進(jìn)行了老化試驗，得到復(fù)合材料老化后的力學(xué)性能，據(jù)此對產(chǎn)品進(jìn)行了評估，并根據(jù)產(chǎn)品壽命情況對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計提出了一些建議。

1 復(fù)合材料構(gòu)件面向貯存壽命的設(shè)計考慮

結(jié)構(gòu)系統(tǒng)在設(shè)計選材之初需對強度、重量、使用溫度等要求進(jìn)行綜合考慮，如復(fù)合材料構(gòu)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(fù)合材料零部件的貯存壽命，在整個設(shè)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(shè)計措施，如：碳纖維復(fù)合材料與鋁合金接觸部位采用鋪敷玻璃布進(jìn)行隔離防護；

2）用于復(fù)合材料部位的緊固件，選用不銹鋼鉚釘；

3）復(fù)合材料部位緊固件的安裝采用濕裝配。

2 復(fù)合材料構(gòu)件貯存壽命分析

復(fù)合材料構(gòu)件在貯存環(huán)境下，經(jīng)受濕度、溫度和應(yīng)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(yīng)結(jié)合構(gòu)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(gòu)件（飛行器機翼）的安全裕度，從而評估復(fù)合材料類構(gòu)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(fù)合材料老化后將導(dǎo)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(xué)性能。復(fù)合材料構(gòu)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(xué)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(jìn)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(yīng)滿足強剛度設(shè)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(yán)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(jìn)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(jié)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(fù)合材料力學(xué)性能測試報告，將室溫干態(tài)與老化后力學(xué)性能進(jìn)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(xué)性能值均有所提高或變化較小。

表1 材料力學(xué)性能對比分析表

2.2 典型構(gòu)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(fù)合材料室溫干態(tài)力學(xué)性能數(shù)據(jù)，對該型飛行器典型構(gòu)件（復(fù)合材料機翼）進(jìn)行了強剛度分析，機翼應(yīng)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(fù)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(shè)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(fù)合材料老化后力學(xué)性能數(shù)據(jù)，同樣對典型構(gòu)件（復(fù)合材料機翼）進(jìn)行了強剛度分析。老化后機翼應(yīng)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(fù)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(yīng)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(yīng)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(fù)合材料構(gòu)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(fù)合材料常溫及老化性能對比，復(fù)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(xué)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(jié)論，結(jié)合復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計實際情況，可通過優(yōu)化鋪層方向提高結(jié)構(gòu)安全裕度。

圖6 老化后機翼位移云圖

在改變結(jié)構(gòu)鋪層方向 （主要改變安全裕度最小的鋪層）后，結(jié)構(gòu)安全裕度有所提高(0.291)。因此在設(shè)計中應(yīng)合理設(shè)計結(jié)構(gòu)鋪層，根據(jù)結(jié)構(gòu)受力形式、材料各方向力學(xué)性能進(jìn)行綜合分析，以得到最優(yōu)結(jié)果(圖7）。

圖7 改進(jìn)鋪層后機翼安全裕度云圖（老化）

3 結(jié) 論

本文針對某型飛行器結(jié)構(gòu)系統(tǒng)復(fù)合材料構(gòu)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(fù)合材料常溫及老化性能對復(fù)合材料機翼進(jìn)行了老化分析，得出以下結(jié)論：

1）根據(jù)老化力學(xué)性能數(shù)據(jù)對復(fù)合材料機翼進(jìn)行貯存期老化分析，驗證了結(jié)構(gòu)壽命期的可靠性，結(jié)構(gòu)滿足21年的貯存壽命要求；

2）復(fù)合材料老化后力學(xué)性能與初始狀態(tài)差別較大，鋪層設(shè)計應(yīng)綜合考慮兩個狀態(tài)的力學(xué)性能，以提高結(jié)構(gòu)承載能力。