力的比值）
2、层合板极限强度
导致层合板中各铺层全部失效时的层合板正则化内力（层合板逐层失效）
层间应力
强度：复合材料层合板抵抗层间应力的能力与基体强度
为同一量级
产生原因：
1、横向载荷 2、自由边界效应
自由边、孔周边等处存在层间应力集中
后果：易导致分层破坏
飞机结构设计的基本要求
➢ 气动性能要求：保证飞机具有合理的气动外形和好的表面质量（否则飞 行性能和品质变差） ➢ 最小重量要求：保证在足够的强度、刚度、疲劳安全寿命、损伤容限等 条件下，结构重量最轻 结构重量系数：飞机结构重量/飞机正常起飞重量 的百分比
2、夹层结构
上下面板（薄层合板）
—— 承受面内载荷（轴向拉压和面 内剪切）
中间芯层 （蜂窝、泡沫、波纹板
和木材等） —— 承受垂直于面板的剪切和压缩 应力，支持面板防止失稳。
优点：
➢ 更符合最小重量原则 比重小、刚度大（芯层支持抗弯好）、强度高（承受多轴向压力载荷）、 抗失稳、耐久性/损伤容限能力强（裂纹扩展和断裂韧性、抗声疲劳） ➢ 无铆缝（故机翼表面外形质量和气动性能较好） ➢ 简化结构（减少零件数目和减少装配工作量）
层合板/层压板的表示法：
图示法（直观）和公式法（简便）
（a）正轴坐标系和应力
（b）偏轴坐标系和应力
单向层合板的基本强度
铺层的基本强度，复合材料在面内正轴向的单轴正应力或纯剪力作用下
的极限应力（5项：单向板纵向和横向拉、压强度；面内剪切强度）。
层合板的强度
1、最先一层失效强度
各单一铺层应力分析→计算各铺层强度比→比较（强度比最小的铺层最 先失效，其对应的正则化内力）（强度比：材料强度极限同结构所受对应应
3、基体选择
主要根据最高工作温度选择
性能数据：是复合材料结构设计和计算分析的基础
力学：
物理：
复合材料主泊松比： 单层纤维增强复合材料沿正轴纵向单轴载荷作 用下，横向应变与纵向应变的比值。
层合板/铺层设计
主要任务： 根据层合板所受外载和选用的组分材料铺层性能 确定三个铺层要素，即
➢ 各铺层的铺层角 ➢ 铺层顺序 ➢ 定向铺层数/层数比
第一代→第四代歼击机 35%→33%→30.5%→28% 设计和制造人员的重要使命：减重
口号：“为减轻飞机的每一克重量而奋斗” ➢ 使用维护要求：便于使用、维护、修理 ➢ 结构工艺性要求：便于加工、装配 ➢ 经济性要求：飞机的主要成本（设计、制造和运营 )
复合材料结构设计：
包括选材、层合板铺层设计、结构元件设计、连接设计、细节设计等
[02/90]s
斜交层合板：只含有+θ和-θ铺层的双向层合板。如[30/-30]s π/4层合板：有四个铺层方向，彼此相隔45o，各铺层组可具
有任意厚度的对称层合板。如[02/45/90/-45/0]s
一般层合板：主要是非对称层合板，或有不同铺层材料组
成的混合式层合板。如[0/+45/-45/+45/90/0]
应力比法（只考虑纤维承载能力）：
➢ 确定应力比： 按准各向同性计算出层合板应力σx， σy，τxy，得出应力比σx：σy：τxy =1：a：b
➢ 确定层数比： 将σx：σy：τxy分别对应于0o 、 90o、±45o铺层，铺层数比满足n0 ：n90：n±45= 1：
a：b ➢ 迭代计算（按照得到的层合板设计重复前两步，直到应力比同1：a：b 误差小 于5%） ➢ 确定层数：
总层数取决于受载状况（2层~1000多层） 根据外载和设计许用应力得到总厚度，再根据层数比1：a：b得到各厚度，除 以单层厚度即得层数
毯式曲线法（初步设计中采用较多）
结构元件设计：
1、层压结构件层板构型
（整体结构）
整体结构优点：
➢ 减轻结构重量
A-310-300的复合材料垂尾安定面整 体结构零件数95——铝合金2076 （减重 22%）
损伤容限结构类型
破损安全：
表示：η 破损≥η使用=η设计 /安全系数 含义：某结构元件破损后，其残余结构还能承受一定的载荷，并在下一次 检查前不会出现结构破坏；检查出此破损后，应加以更换或维修。 适用性：可检部位、超静定多传力结构
缓慢裂纹扩展：
表示：L出现裂纹→临界裂纹 ≥L设计 含义：要求在整个使用寿命期内，裂纹应缓慢发展，以使其不会达到临界 裂纹长度。 不考虑无裂纹寿命 适用性：不可检部位
少量± 45o铺层（表面）
受剪构件（如腹板） —— 较大比例± 45o铺层，
少量90o铺层（抗失稳）
➢ 其它
• 受集中力部位要局部加强（逐渐增厚、金属嵌入等） • 集中冲击力：需一定数量与载荷成± 45o铺层（将集中载荷扩散） • 承受垂直于层合板平面的低能量冲击构件：
最外层铺设± 45o铺层或加一层玻璃布（抗冲击、防剥离）
经济寿命：结构出现某种损伤，使得进行修复反而不经济的
时限 （修理不经济，不修又影响使用）
耐久性：飞机结构的耐久性是指飞机结构在规定的经济寿命
期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来 物偶然损伤作用的一种固有能力。
耐久性设计思想：在整个使用寿命期内使飞机的维护费用最 少且保证飞机有良好的出勤状态
的几何中面镜面对称的层合板
均衡层合板：铺层的各种特性和参数相同，铺向角为
+θ和-θ的铺层数相等的层合板。 如[603/-603]，[0/+452/90/-452]
均衡对称层合板（工程上常用的层合板大多是均衡对
称层合板） 如[602/-602]s
正交层合板：只有0o和90o铺层的双向层合板。如[0/90]s,
2、纤维选择
大致原则：
➢ 强度刚度要求高：碳纤维和硼纤维 ➢ 抗冲击和韧性好：玻璃纤维和芳纶纤维 ➢ 强度刚度要求高 + 抗冲击和韧性好：碳纤维中加入玻璃 纤维或芳纶纤维（混杂复合材料：用一种纤维优点弥补另一种的缺点） ➢ 透波性好：玻璃纤维和芳纶纤维
纤维供应形式： 织布：形状复杂零件（不宜崩落和分层）（玻璃纤维和芳纶纤维较多） 单向带：表面平整光滑 （碳纤维较多）
第三章
复合材料结构设计
❖ 名词概念 ❖ 结构选材 ❖ 层合板铺层设计 ❖ 结构元件设计 ❖ 细节设计 ❖ 开口区设计 ❖ 连接设计 ❖ 耐久性/损伤容限设计
名词概念
铺层：复合材料制件中的一层单向带或织布（0.1~0.3 mm) 层合板：由单向或多向铺层压制而成的复合材料板 铺向角/铺层角：每一铺层的纤维方向与制件参考坐标x轴之
（不进行结构试验的构件、单路传力构件、主受力件——A基准； 多路传力、具有破损安全特性的构件、次受力件——B基准）
设计选材
1、选材原则（综合考虑） ➢ 比强度和比刚度高（减重明显） ➢ 满足结构使用环境要求 ➢ 综合成本低（全寿命：材料、加工制造、使用维护） ➢ 冲击损伤不敏感 ➢ 加工工艺性好 ➢ 满足结构特殊要求
2、设计原则
1）提高结构率 ➢ 铺层设计要扬长避短（充分利用纤维方向优良性能，避免弱的
横向和剪切性能）
➢ 选择合理的结构型式，突变区注意铺层过渡，敏感区采 取措施 ➢ 提高结构的制造整体性（减少——紧固件、装配工作量、重量）
2）保证结构载荷传递（承载路径尽量连续、避免偏心、避免切口
等）
3）具有良好的工艺性（质量好、成本低、成型和装配时造成的缺陷少）
1、设计要求
➢ 材料性能必须考虑环境因素的影响。 ➢ 结构静强度和刚度必须考虑重复载荷和环境引起的结构性能退化。 ➢ 疲劳和损伤评定要建立不同于金属的缺陷/损伤的评定原则。 ➢ 防止与复合材料相接触的金属构件电偶腐蚀。 ➢ 复合材料结构须进行防雷击设计（如翼尖、前缘、机头等部位）。 ➢ 满足工艺性要求时尽量采用低成本和整体成型制造工艺。
铺层要素确定
1、铺层角
1）纤维和受力方向一致（最大限度利用纤维方向强度和刚度）
2）尽量采用0o 、 ± 45o 、90o铺层
➢ 三种铺层角最小铺层百分比都应大于6%-10%（尽量使基体不受载）
0o铺层：承受轴向载荷 ± 45o铺层：承受剪切载荷 90o铺层：承受侧向载荷
➢ 提高构件抗屈曲
受轴压构件（如梁缘条和蒙皮） —— 较大比例0o铺层，
➢ 选材时不仅考虑其机械性能，而且考虑使用温度范围、 湿/热引起的性能退化、损伤容限、材料工艺性等
➢ 结构设计同材料设计同时进行（金属是按手册上的性能数据
选择材料，然后进行结构设计；复合材料是结构与材料一次成型，作为
材料的层合板机械性能也具有可设计性）。
➢ 复合材料结构的设计限制/许用值一般取许用应变，不是 许用应力（结构未失效时，各铺层应变应该一致但各层应力大小不同）
2、铺层顺序
➢ 通常采用均衡对称层合板
（避免各向异性耦合效应产生翘曲）
➢ 同一铺向角的铺层尽量均匀分布，不宜太集中 相邻铺层间夹角越小越好
（若超过4层，易在两种定向铺层组的层间出现分层）
➢ 弯曲刚度同铺层顺序有关
（面内刚度只同铺层比和铺层角有关）
3、各定向铺层数
通过计算或图表确定（先确定层数比，再算出各铺向角的层数）
为保证整个结构的完整性具有高置信度，在许用值的基础 上，由设计师规定的设计限制值。
设计许用值/应变确定原则：
拉伸：带孔和紧固件的试样的干态试验数据 压缩：含冲击损伤和孔的试样在湿/热环境下 剪切：湿/热环境下
（典型铺层开孔的直径6.35mm）
随材料性能改善而提高 70年代末到80年代中期：0.3%-0.4% 80年代后期：0.45%-0.53%
间的夹角（由x轴到纤维方向逆时针旋转为正）
铺层
铺层组：一组具有相同铺层角的连续铺层。 铺层顺序：铺贴中具有各种不同铺向角的铺层的排列次序
（紧贴模具型面的铺层作为第一层） 铺层编号：npm n:零件图号 p:铺层代号 m:铺层序号