飞机机身机翼的材料选择学 院： 机电工程学院 专业班级： 材控F1001班 姓 名： 学 号： 2013年6月17日星期一 飞机机身机翼的材料选择 飞机设计从1940年代一直主要基于使用铝合金作为这样一个庞大的数据量和经验的存在促进了设计过程。通过引入复合材料层,具有各向异性特性的方法论设计必须进行审查,在许多情况下取代。在复合材料设计不应仅仅是取代金属合金但应该利用特殊复合属性如果最有效的设计发展。当然,设计应该占全厚度效应的分析中遇到的不是各向同性材料。例如,在一个叠层结构自层(薄层)弹性连接,通过他们的表面,剪切应力是发达的脸上每一板。横向应力(z,xz,yz)从而产生能相当大接近自由边界(自由边,断路器,开放的孔),可能会影响失败的层压板。 第一代复合材料引入到飞机结构在1970年代和1960年代采用脆性环氧树脂系统导致层压结构与一个小的的公差到低能冲击造成的碎片被飞机跑道轮子或影响生产和后续服务期间发生的操作。尽管新钢化环氧系统提供的改进在这方面,他们仍然没有损坏的宽容作为热塑性材料。宽容是衡量损伤层压板压缩后(CAI)和影响层压板裸眼抗压(顶置凸轮轴)的优势。理想的解决方案是提供一个综合展示顶置凸轮轴和CAI的优点和相等而热塑性塑料都是强硬的,他们没有利用这种通过产生更高的切口压缩比热固性环氧树脂复合材料的性能。聚醚醚酮(PEEK)是一个相对昂贵的热塑性塑料具有良好的机械性能。碳纤维增强PEEK是一个竞争者碳纤维/环氧树脂和铝铜和铝锂合金在航空工业。影响在较低的能量(5 - 10 J)碳纤维peek复合材料只显示一个压痕影响网站在碳纤维环氧系统超声c扫描表明,分层扩展了一个相当远的距离影响更显著的残余强度和刚度性能的复合材料。另一个重要的优势的复合材料,碳纤维偷看他们拥有无限的保质期在环境温度,制作者不需要关心配比和混合树脂、固化剂进行和加速器与热固性塑料,热塑性塑料的热行为的可逆意味着组件是可以伪造的更快,因为漫长的治愈时间表,有时延伸到热固性材料几个小时,被淘汰 在金属和塑料材料,即使是相对脆弱的,能量耗散在无弹性变形机制的区域的裂纹尖端。这种能量是迷失在混乱中移动一个金属和粘弹流或开裂形成一个聚合物。在复合材料,纤维干扰裂纹增长,但其效果取决于他们是保税的强烈矩阵。另一方面,如果债券是弱裂纹路径变得非常复杂,许多单独的损伤机制可能会导致整体断裂的工作组合。例如,一个脆弱的聚合物或环氧树脂与断裂能G0.1 kJ / m2和脆性玻璃纤维与G0.01焦每平方米可以组合在一起的复合材料,其能量的一些100 kJ / m2。为了解释这样一个大的效应,我们必须超越简单的加法。 大多数飞机控制电梯表面产生有一个程度的曲率由于金属制造技术的局限性。改善空气动力效率可以通过移动到双曲率允许,例如,生产变量曲面,扭曲的翅膀。复合材料和现代模具工具允许形状是量身定做,以满足所需的性能指标在不同的点在飞行包络。一个进一步的好处是能够调整空气弹性的表面进一步改善空气动力学性能。这个裁缝可以涉及采用复合配置,允许交叉耦合的挠度和扭转这样翼捻会导致弯曲,反之亦然。有限元分析允许这个过程的变形的剪裁,以及强度和动态刚度(颤振)要求执行自动用最少的职位分析工程产生一个最小质量的解决方案。 最大比例的碳纤维复合材料用在主类一个结构是装配式放置一层又一层的单向(UD)材料设计师的要求从厚度轮廓和纤维取向。在更少的关键项目,机织物通常撤换总理单向形式。许多技术已经开发为准确位置的材料,从劳动密集型手糊的技术要求较高的资本投资在自动胶带层(ATLs)。带铺设机操作在数控目前有限的生产应用和重大的努力是平休息将由机制造商在克服这些问题与躺在表面轮廓相关联。丑小鸭带的宽度差别很大从大约150年应用mm到单一牵引为复杂的结构。机器的成本很高,沉积率低。1988年,第一个是安装在辛辛那提胶带层幽灵的作品,在1995年一个并联Ingersol纤维贴片机被安装。这给能力引导纤维在一个信封的40英尺20英尺与一个32牵引能力。 真空成型过程利用大气压力,巩固材料而固化,从而消除需要一个高压蒸汽或液压机。层压板在形式的预浸渍纤维或织物是放置在一个单一的模具表面和是由柔性膜包裹,这是密封的边缘通过一个合适的模具夹紧装置。之间的空间然后模具以及膜的真空维持疏散,直到树脂治好了。非常大,薄壳模具可以用这种方法在低成本。大多数的系统适合真空只处理治愈在60 - 120C,然后在180C postcured通常全面开发属性。1991年,评价该方法开始在幽灵的作品使用树脂系统LTM10(低温成型),他们还创建了一个小allowables数据库为他们研究飞机研究X36战斗机。1996年,McDonnel道格拉斯特点LTM45 EL联合打击力量(JSF)原型和生成的设计许用数据。1998年,波音公司也生产LTM45 EL数据。LTM10应用程序演示了对于复杂零件以140F治愈在真空包括蛇进气导管。一盒LTM10使用显示在1998年的范堡罗航展。美国国家航空航天局兰利研究项目正在开发的180C材料属性使用低温固化树脂。系统的主要优点是潜力LTM使用高压釜免费治疗,使用便宜的工具和减少零件的回弹。 RTM和RFI是最主要的固化过程被开发今天有几个关于它的变化。在传统的树脂预浸料技术已经渗透到纤维和处理主要是去除空气和挥发物,巩固和治愈。RTM在其最简单的形式包括织物预制块被放置在一个封闭的腔和树脂被迫以填补空白的模具在压力下和治疗。方法采用预制的RFI树脂瓷砖与厚度从0.125到0.25。这种方法减少了数量的耗材使用,但非常过程敏感依赖的树脂充分的低渗透充分浸透了织物在治疗进展太远。使用一台高压蒸锅或媒体施加压力变化。这个过程被应用于RFI先进复合材料技术(ACT)计划结合传统高压处理。热是能量源来激活树脂治愈,但一些树脂系统可以被激活的辐射。赖特帕特森声称热炉处理可以节省90%的高压釜处理时间和精力,因此50%的成本。进一步降低成本当用复合材料制造将通过降低组装成本,通过远离紧固(钻井成千上万的洞后跟紧固件插入和密封)对焊接和装配少或没有昂贵的振动。贝尔公司等正在建设和发展中许多结构(V22和B609),他们采用先进的复合材料技术/流程来实现单元化制造和装配方法。当然重要的认证与一个胶着地挑战联合主保税飞机结构应用,需要解决。 碳纤维的应用已经从最初的小规模技术示威者在1970年代大型结构今天。从一个非常昂贵的特殊材料当首次开发相对几年前,碳纤维的价格已经降到约10公斤1,这增加了应用程序的航空市场只占20%的所有生产。提供的主要优势包括质量和减少CFRP部分,复杂的形状生产,减少废料,提高疲劳寿命,设计优化,一般改善耐腐蚀。主要的挑战限制他们使用材料和加工成本,损害公差、维修和检查、尺寸公差和保守主义相关的不确定性相对较新的,有时变材料。碳纤维复合材料在这里呆在角度来看,未来飞机结构自重大重量储蓄可以实现。对二次结构、重量节省近40%是可行的通过使用复合材料代替光金属合金,而对主要结构如机翼和机身20%是更现实的。这些数字总是可以改善但创新的关键是使复合材料更便宜。