第1章绪论
本章首先介绍了复合材料的概念及特点，并总结了复合材料在商用飞机结构中应用的历史和现状。然后，重点阐述了复合材料结构研发和应用过程中需要重点关注的冲击损伤问题。为了解决复合材料结构的损伤问题，研究人员提出了复合材料结构损伤容限设计理念，因此本章还回顾了损伤容限理念的提出和发展历程。*后，重点介绍了复合材料结构损伤容限理念的技术演化路径、*新研究和工程应用进展。
1.1复合材料及其特点
广义的复合材料是指由两种或两种以上组分材料复合而成的一种多相材料。例如，古代建筑房屋所用的麦秸增强的黏土就是一种广义的复合材料。相对狭义的复合材料是指采用先进的材料制备技术将不同性质的组分材料优化组合，形成的一种在宏观上具有新性能的材料。例如，飞机蒙皮所用的铝锂合金和发动机吊挂所用的钛合金等均属于相对狭义的复合材料。而本书所关注的复合材料是指更狭义的树脂基复合材料，其中主要是指在商用飞机主要结构上广泛应用的碳纤维增强的环氧树脂复合材料。因此，如无特殊说明，本书后续章节所提到的复合材料均指碳纤维增强的环氧树脂复合材料。
与传统金属材料相比，复合材料在比刚度/比强度、疲劳性能、腐蚀性能、热膨胀性能、电磁穿透性能、剪裁设计和成型能力等方面具有一些独*的优势［1］。
1）比刚度/比强度
比刚度是指材料的弹性模量与其密度的比值，而比强度是指材料的破坏强度与其密度的比值。比刚度越高则说明满足结构设计刚度要求所需的材料质量越小；比强度越高则说明满足结构设计强度要求所需的材料质量越小。对于商用飞机而言，在满足特定的结构刚度和强度要求下，结构质量越小，则飞机的商用载荷就越大或飞机的燃油消耗量就越少，因此飞机在经济性方面就越有竞争力。
2）疲劳性能
疲劳是指材料在重复载荷下产生初始损伤，并不断累积直至发生宏观失效的现象。通常采用SN曲线表征材料的疲劳性能，SN曲线越平缓表明材料的疲劳性能越好，SN曲线越陡峭则表明材料的疲劳性能越差。与传统金属材料相比，复合材料在面内载荷下表现出优异的疲劳性能。传统金属飞机通常需要定期检查结构是否存在疲劳裂纹，如果发现了疲劳裂纹且其尺寸超出了允许损伤尺寸，则需要限制运营并进行修理。而由于复合材料具有优异的疲劳性能，复合材料飞机结构在运营寿命周期内通常不会产生疲劳裂纹。这一优势可以显著降低商用飞机的运营和维修成本。然而需要注意的是，复合材料结构层间疲劳性能较差，因此在结构细节设计时需要尽量降低层间的应力水平。
3）腐蚀性能
腐蚀是指材料与环境之间发生物理或化学反应，*终导致材料产生损伤的现象。传统金属材料易受环境腐蚀，在设计、制造和运营阶段均有诸多限制条件。尽管在结构设计阶段进行了诸多考虑，但腐蚀仍然是金属结构维修的主要原因之一。而复合材料具有优异的腐蚀阻抗性能，通常不需要进行额外的防腐蚀设计。此外，复合材料机身结构可以允许更高的客舱环境湿度，以提升机组人员和乘客的舒适度。这些优势可以显著降低商用飞机的运营和维修成本，并提升产品竞争力。
4）热膨胀性能
热膨胀是指材料随热环境变化产生几何形变的现象。热膨胀性能通常采用热膨胀系数表征，热膨胀系数越高则材料因单位温度变化产生的几何形变越大，热膨胀系数越低则材料因单位温度变化产生的几何形变越小。传统金属材料的热膨胀系数较高，这导致飞机结构在设计、制造和运营阶段均需要进行专门的考虑。如设计阶段的热载荷、制造和装配过程中关键结构尺寸的稳定性，以及一些可能的飞机运行限制等。而复合材料结构的热膨胀系数非常低，即便在剧烈变化的热环境下仍能保持非常稳定的结构尺寸，因此在设计、制造和运营阶段几乎不需要额外考虑热膨胀问题。
5）电磁穿透性能
电磁穿透性能是指材料允许电磁波穿透的能力。电磁波穿过传统金属材料时通常会产生十分显著的信号衰减，这对雷达和天线等需要通过电磁波发送或接收信号的设备而言是不可接受的。而玻璃纤维增强的树脂基复合材料具有良好的电磁穿透性能，因此可以应用于雷达罩和天线罩等特殊结构，以满足飞机结构的特殊要求。
6）剪裁设计
剪裁设计是指根据结构的载荷、强度和刚度等要求对材料铺层进行设计，从而使结构可以根据需要在各个方向表现出不同的力学性能。金属材料是各向同性的，不具备剪裁设计的基础。而复合材料是各向异性的，通过合理地设计铺层方向可以使层压板*大限度地满足结构设计要求。例如，可以通过合理布置纤维方向，使结构在主要设计载荷方向占有更大的纤维百分比。复合材料的这一特点可以允许设计人员进行材料级别的结构优化，以进一步减小结构质量，提升产品竞争力。
7）成型能力
成型能力是指材料按照设计要求制造成特定几何形状的能力。等厚度板材形式的传统金属材料的加工成型相对容易，但是当零件截面尺寸复杂时，传统金属材料的机加成型工艺就变得相对复杂。而复合材料通过模具或先进工艺（如液体成型等）更容易低成本地实现复杂结构的制造。此外，复合材料更容易制造成气动光滑的表面。这些优势可以显著地降低商用飞机结构的制造成本。
由于复合材料具备以上诸多优势，能够很好地满足商用飞机结构的需求，因此其在商用飞机结构上的应用越来越广泛。
1.2复合材料在商用飞机结构中的应用
20世纪80年代初期及之前，复合材料在商用飞机结构中的应用较少，主要用于雷达罩、起落架舱门、各类口盖、方向舵、升降舵、襟翼、扰流板和短舱等非承力结构或次要承力结构件上。例如，比较典型的有波音公司的B747、B757和B767飞机，其复合材料用量比例均不超过3%。
20世纪80年代后期至90年代初期，复合材料在商用飞机结构中的应用开始发展起来，并逐步应用于一些主要承力结构。例如，空客公司的A320和A340等飞机开始将复合材料应用于垂尾结构上，相应地其复合材料用量比例也达到了5%～8%。
20世纪90年代中期，复合材料在商用飞机结构中的应用拓展至整个尾翼结构。例如，波音公司的B777飞机，其首次在大型商用飞机的尾翼结构上整体采用碳纤维增强的环氧树脂复合材料，加上其他次要承力结构采用的复合材料，其复合材料用量比例也随之达到了11%左右［2， 3］。
进入21世纪以来，随着制造工艺和强度分析技术的逐步成熟，复合材料在商用飞机结构中的应用取得了突飞猛进的进展。首先是空客公司的A380飞机，其首次在中央翼、翼肋和梁等主要承力结构上采用了复合材料，使复合材料用量比例达到了25%左右（包括22%的CFRP/GFRP和3%的GLARE）。随后，波音公司的B787飞机，其史无前例地在机身、机翼和尾翼等主要结构部件上全面采用了复合材料，使复合材料用量比例一度达到了50%。随后服役的空客A350 XWB飞机则更进一步，其复合材料用量比例首次超过50%，达到了52%，在复合材料应用的历史上开创了划时代的意义［2， 3］。
可以看出，复合材料在商用飞机结构中的应用范围越来越广泛，用量比例也越来越高，近年来几乎呈指数级增长，如图11所示。目前，复合材料在商用飞机结构中的用量比例已经成为衡量商用飞机技术先进性和成本经济性的重要标志。
图11主流商用飞机的复合材料用量比例
国内方面，复合材料及其在商用飞机结构中的应用均起步较晚。21世纪初期立项开始研制的ARJ21700飞机，其复合材料用量比例约为2%，仅在雷达罩和活动面等次要承力或非承力结构上采用了复合材料，大致相当于国际先进制造商20世纪80年代初期的水平。
2008年立项开始研制的C919飞机，其复合材料用量比例提升至约12%，在后机身和尾翼等主要承力结构上首次采用了碳纤维增强的环氧树脂复合材料，大致相当于国际先进制造商20世纪90年代初期的水平。
目前正在研制的CR929飞机，其复合材料用量比例预期将大幅度提升，并在全机主要结构部件上全面采用复合材料，大致将与国际先进制造商目前已经服役的*先进商用飞机处于同一水平。
不难看出，目前国内方面复合材料在商用飞机结构中的应用正在沿着国际先进制造商的技术演化路径进行追赶。可以预期，随着新型复合材料及其制造工艺的成熟，其在商用飞机结构上的进一步应用仍将是技术演化的重要方向。
1.3复合材料结构的损伤问题
复合材料具有很多传统金属材料不具备的优点，在商用飞机结构中的应用前景也非常广阔，然而这并不代表复合材料的应用没有任何困难。事实上，随着复合材料应用的经验逐渐丰富，工程技术人员发现： 复合材料具有良好的线弹性本构关系，在遭遇外来物冲击时不能像传统金属材料那样通过塑性变形来吸收能量，而只能通过结构内部损伤来吸收冲击能量，因此复合材料结构在遭遇外来物冲击时更容易产生内部损伤，包括分层、基体裂纹和纤维断裂等。这就又带来了两个方面的问题： 一是由于低速冲击产生的结构损伤在表面通常几乎没有明显目视可见的损伤迹象，从而使损伤难以被及时地发现并做相应的评估或修理；二是结构冲击损伤区域在受载时，附近高梯度的应力无法像金属材料那样通过塑性变形进行重新分配，从而导致复合材料结构对损伤非常敏感，其剩余强度（尤其是压缩剩余强度）通常仅为无损伤状态结构强度的50%或更低。
此外，由于复合材料的组分较为复杂，且材料和工艺变异性显著，因此其损伤和失效模式也呈现出多样性。加之复合材料铺层设计的多样性（如不同的铺层比例、铺层顺序和厚度等）、湿热环境的影响以及材料强度的高分散性等原因，难以通过传统的分析手段准确而可靠地预测复合材料结构的冲击后剩余强度。
由于复合材料结构具有对外来物冲击敏感、产生的内部损伤不易被发现、剩余强度对冲击损伤敏感且难以准确而可靠地预测等特点，损伤容限设计理念在复合材料结构设计中显得尤为重要。
1.4损伤容限理念的提出
20世纪30年代之前，飞机结构设计的理念为“静强度设计”。这一时期，飞机结构设计采用的钢等金属材料韧性极好，结构设计方法也很保守，因此结构安全裕度很大。而且这一时期的机载设备（例如发动机等）寿命短，在飞机结构遭遇疲劳问题之前，就可能因为设备失效或其他原因而坠毁。因此结构的疲劳问题在这一时期并不突出。后来，为了减小结构质量以提升飞行性能，一些高强度低韧性的金属材料逐渐被采用，结构安全裕度也不断降低。结构在缺口附近的应力集中使局部应力水平进一步提高，*后导致结构出现了疲劳问题。此时，静强度设计理念已经不能保证飞机结构安全。
20世纪30年代，为了解决日益严重的飞机结构疲劳问题，基于线性疲劳损伤累积理论的“安全寿命”设计理念被提出。这种设计理念假设材料的初始状态是没有缺陷的，在预期的运营寿命期间内，结构承受重复载荷而不产生宏观的疲劳裂纹。“安全寿命”设计理念的提出从技术上解决了传统金属结构的疲劳问题，但由于该设计理念假设材料的初始状态是没有缺陷或损伤的，而真实产品在生产和运营过程中均不可避免地遭遇各类损伤威胁，使结构难以满足设计初始状态的假设，从而无法可靠地保证结构安全。
1956年，基于“彗星”号飞机事故的经验，美国联邦航空管理局（FAA）提出了“破损安全”设计理念。该理念认为，飞机结构出现部分破损时，运行特征会明显改变或损伤很容易被发现，因此要求飞机结构在含有该类型的损伤时能保证有条件地安全运行，并通过维修来防止飞机结构发生灾难性的破坏。然而由于该设计理念仅主张通过设计来保证结构破损后的安全性，并没有强制要求进行专门而定期地检查，因此当损伤不足够明显时将导致其不能被及时地发现并修理。而且由于结构损伤区域载荷的重新分配，相邻结构应力水平急剧增加，对于传统金属材料结构，可能会很快地产生疲劳裂纹并导致灾难性事故。
1978年，基于波音B707飞机事故的经验，美国联邦航空管理局（FAA）提出了“损伤容限”设计理念。该理念在总结了“安全寿命”和“破损安全”理念的不足的情况下，假设结构存在初始缺陷或损伤，并要求含
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