第1章 绪论
学习要点：
（1）了解航空航天工业对复合材料的重要要求；
（2）掌握航空航天材料的关键参数；
（3）熟悉航空航天复合材料的主要种类；
（4）理解如何制备好的航空航天复合材料。
1．1引言
复合材料是通过结合两个或多个不同组分，利用每个组分的有利特性而开发的混合材料。纤维增强聚合物（fiber reinforced polymer， FRP）基复合材料，在航空航天工业中，已用于主承力结构和次承力结构部件，包括发动机部件、天线罩、天线盘、发动机舱，飞机机翼、压力舱壁、起落架、地板梁、垂直和水平稳定器等。在航空航天工业中，复合材料的消费量逐年增长，图1．1显示了复合材料在飞机上使用量的增长情况［1］。波音777是一架于1995年投入服役的远程双引擎客机，使用了11％的复合图1．11960～2020年复合材料在飞机上使用量增长情况［1］材料（表1．1）[1，2]；2007年推出的波音787梦幻客机使用了超过50％的复合材料，图1．2显示了在波音787中复合材料的使用情况。直升机和小型飞机的复合材料用量达到70％～80％，甚至出现全复合材料飞机［3］。“科曼奇”直升机的机身有70％是由复合材料制成的，但仍计划通过减轻机身前下部质量及将复合材料扩大到配件和轴承中，以使飞机再减重15％。近年来，国内飞机上也较多地使用了复合材料。例如由国内3家科研单位合作开发研制的某歼击机复合材料垂尾壁板，比原铝合金结构轻21kg，减重30％［3］。2014年，约1680t复合材料被用于飞机发动机部件，价值超过11亿美元。2023年，估计使用2665t复合材料，价值17亿美元。从高温要求来看，陶瓷基复合材料在飞机发动机部件方面具有巨大的前景［4］。
图1.1 1960~2020年复合材料在飞机上使用量增长情况[1]
表1.1 纤维增强复合材料在波音777上结构件的应用情况［2］
图1.2 波音787飞机上复合材料使用量［2］
航空航天复合材料在本书中被定义为：在飞行器工作期间，能够携带施加在飞行器上的载荷的结构材料。对飞行器有重要影响的航空航天复合材料性能主要包括物理性能（如密度）、力学性能（如刚度、强度和韧性）、化学性能（如耐腐蚀和抗氧化）、热性能（如热容、导热性）和电学性能（如电导性）等，了解航空航天复合材料的这些特性及对于飞行器技术的进步至关重要。航空航天复合材料在飞行器的整个生命周期都有影响，从*初的设计阶段到飞行器的制造、认证、操作和维护，*后到生命结束时的处置。
1．2 航空航天工业的应用要求
纤维增强聚合物基复合材料之所以能在航空航天上有大量的使用，主要是由于其可满足航空航天工业对材料的大多数重要要求［1，58］。
（1）重量轻：与金属相比，FRP的重量要轻得多。在解决燃料价格上涨的问题方面，有强烈的需求来减少航空航天结构的重量，以实现可观的燃料节约。此外，降低燃料消耗将有助于减少温室气体的排放。
（2）强度高：在航空航天结构中使用的复合材料具有较高的静态强度。例如飞机机翼，应用复合材料能够抵抗由风的剪切力和其他高的瞬态力的作用。
（3）良好的疲劳性能：航空航天工程对复合材料的另一个重要要求是需要具有良好的疲劳性能。航空航天结构的使用寿命在很大程度上取决于其疲劳性能。良好的疲劳性能增加了航空航天结构的使用寿命，降低了维修频率和成本，提高了安全性。
（4）高的断裂韧性和耐损伤性能：航空航天工程用复合材料还应具有较高的断裂韧性和耐损伤性能，因此结构中存在的裂纹和缺陷不会迅速增长，从而避免结构的突然失效。
（5）高抗冲击能力：高冲击能量是航空航天复合材料抵抗各种类型（如鸟击、外来物体等）突然冲击的另一个基本要求。
（6）多功能特性：多功能是航空航天复合材料的一个重要要求。航空航天复合材料应能屏蔽电磁波，并在宽温（从冰冻到高温）下提供良好的尺寸稳定性，抗雷击、冰雹、腐蚀性环境（如燃料、润滑剂和脱漆剂），在对抗火灾、烟雾和毒性方面也表现较佳。
（7）结构健康监测：这也是航空航天复合材料的一个基本需求，对于在线监测航空航天结构的损坏情况是必要的，以便及时进行维护活动，有助于降低维护成本，提高航空航天结构的安全性。
（8）价格竞争性：为了与航空航天工程中使用的其他材料相比具有竞争性，提供负担得起的设计和制造技术及可靠的分析和预测工具也是非常必要的。
然而，在现代飞机和航天飞行器中使用的复合材料也存在着一些挑战。与金属设计相比，复合材料机身结构设计的经验相对较少，关于复合材料机身结构力学行为的信息有限，工程师们主要依靠预测工具来了解复合材料机身结构的行为。航空航天复合材料结构复杂，这导致难以检测各种损伤，特别是不可见的冲击损伤。与金属结构相比，由于技术人员对复合材料的经验相对较少，复合材料结构的修复也需要更多的时间。此外，航空航天结构的复合材料技术标准化相对不成熟。因此，未来应该努力应对这些挑战，以保持复合材料在航空航天工业中使用的稳定增长。
1．3 航空航天复合材料的原材料与制备
航空航天复合材料的性能，依赖于原材料性能和制备工艺及方法。表1．2给出了构成复合材料的部分纤维和基体的特性。对于单向连续纤维增强复合材料，沿纤维方向加载时复合材料的拉伸强度和弹性模量可以使用混合法则（rule of mixtures， RoMs）进行估算，即Pc＝vf×Pf＋（1－vf）×Pm其中，P代表强度或模量；v表示体积分数；下标c、 f和m分别代表复合材料、纤维和基体。关于航空航天复合材料的原材料，在本书第2章有详细介绍。
表1．2 航空航天复合材料部分原材料性能［1，9］
热压罐技术经常用于制造航空航天复合材料部件。一旦部件放置在模具中，它会被装在一个定制的所需形状的柔性袋子里，并且部件通常封闭在热压罐中。热压罐是一种压力容器，许可压力通常设计高达1．5MPa，并配有将内部温度提高到所需温度的装置固化树脂。*先将柔性袋抽真空，从而去除滞留的空气和来自复合材料的有机小分子，之后对腔室加压使树脂在固化过程中变得坚固。这个工艺制备的部件孔隙率较低（<1％）和机械性能较高，大型热压罐能够容纳完整的机翼。
低成本非热压罐工艺方法也被用来制造飞行器复合材料部件，如真空成型（vacuum molding，VM）、树脂传递模塑（resin transfer molding， RTM）、真空辅助RTM（vacuumassisted RTM，VARTM）、真空辅助树脂注射（vacuum assisted resin injection， VARI）和树脂模渗透工艺（resin film infusion，RFI）等。真空成型工艺利用大气压在树脂固化时使纤维和树脂材料合为一体，从而无须热压罐或液压机加压。在模具表面上放置预浸渍纤维或织物形式的层压板并由柔性膜覆盖，在周围通过合适的夹紧装置，固定模具的边缘并密封。然后，在模具和柔性膜之间的空间被抽成真空，真空保持到树脂完全固化。这种方法可以低成本制作相当大的、薄壳模制品。大多数适用于真空固化的树脂体系通常在60～120℃下固化，然后在180℃下进行后固化。在传统的预浸料技术中，树脂事先已经渗入纤维中，工艺过程主要是去除空气和挥发物，然后固化并合为一体。*简单形式的RTM包括将织物预制件放置在封闭的空腔中，树脂被迫进入模具并在压力下填充间隙且固化。RFI方法使用薄的预制树脂模，可以减少使用的耗材，但对过程非常敏感。RFI工艺需要结合传统热压罐工艺，依靠具有足够低的渗透性树脂在固化前完全浸渍织物。VARTM是一个很受青睐的低成本制造工艺，被认为是一个无热压罐的可降低部件加工成本的工艺，部件的尺寸公差和质量与RFI热压罐缝合面板相当。此外，复合材料缠绕成型（filament winding，FW）和拉挤成型（pultrusion）等工艺也用于航空航天复合材料的制备。对于航空航天复合材料各种制造技术，本书第3章有详细介绍。
主承力结构上使用的碳纤维复合材料比例*大，按照设计者的设计要求通过单向（unidirectional，UD）材料铺层而制造。在次承力结构上，机织织物经常代替单向形式。目前已开发了许多技术来准确铺放材料，从劳动密集型的手糊技术到需要进行大量资本投资的自动铺层（automated tape laying， ATL）技术。纤维铺放和纤维缠绕技术也被用于制造复合材料部件。近些年3D和4D打印技术（增材制造技术）也被用于航空航天复合材料的制备，通过逐层叠加制备复合材料零部件，在制备过程中无需模具和刀具，可实现任意复杂结构零件的快速制备，很适合航空航天领域小批量新产品的研制及生产，将在本书相关章节里有详细介绍。
表1．3给出了常见的几种航空航天材料的一些关键参数特点。材料的性能特性和成本之间有很大的差异。例如： 玻璃钢和铝是*便宜的；碳纤维复合材料是*轻的；高强钢具有*高的刚度和强度，但是也是*重的。很少有单一材料能够提供航空航天结构所需的所有特性，相反，使用材料的组合可实现成本、性能和安全性之间的*佳平衡。因此，飞行器使用*适合特定用途的各种材料来建造。
表1．3 航空航天材料的一些关键参数［1］
1．4 航空航天复合材料的主要类别
1．4．1 复合材料层合板
复合材料层合板是由复合材料单层板层压而成。层压复合材料是各种工业应用中*常见的复合材料，该类复合材料是通过将纤维层与基体材料结合而成的，图1．3显示了层压复合材料的结构。
图1．3 层压复合材料的结构示意图［10］
纤维单层相对于复合材料的轴线可以以不同的方向排列，如图1．3所示［10］。层压复合材料具有较高的平面内强度和刚度。然而，层压复合材料的主要缺点是在厚度方向上性能差。加载条件下不同层的分层是层压复合材料的主要破坏形式之一。使用不同的层拼接方法可以用来减少分层问题，但代价是降低了层压板的面内性能。*近，不同类型的三维纤维结构被用于生产具有增强z方向性能的复合层压板［11］。采用不同的三维纤维结构制备的复合材料具有优异的断裂韧性、抗损伤容限和冲击性能，可以产生复杂且近网状的复合材料预制件。
1．4．2 夹层复合材料
夹层复合材料是由两种分别为薄而强的面板与厚而轻的芯材结合而成，图1．4为夹层复合材料的示意图。通常，面板是高强度复合材料，使用黏合剂与不同类型的芯材（蜂巢、混合木材、泡沫等）结合。与复合层压板相比，夹层复合材料具有几个优点：重量轻、弯*刚度高、成本低、保温、隔音和减震等［12］。与层压复合材料类似，夹层复合材料的一个主要问题是芯和蒙皮之间的脱黏。为了解决这个脱黏问题，人们开发了夹层纤维结构（如编织等）。这些纤维结构被用作夹层复合材料的预制件，从而避免了芯材与面板之间的脱黏问题。
1．4．3 纤维金属层合板
纤维／树脂／金属层压板（fiber metal laminate， FML）是轻质结构材料，由金属和纤维聚合物复合材料的黏合而成的复合薄板。这种组合产生的材料比金属更轻、强度更高、更耐疲劳，比单*的复合材料更耐冲击和更耐损伤。*常见的FML是GLARE［源自玻璃纤维增强铝（glass reinforced aluminium）的名称］，由薄铝合金层与玻璃纤维复合材料薄层黏合而得。FML没有在飞机结构上得到广泛使用，GLARE仅有的使用是空客A380（机身）和C17“环球霸王Ⅲ”（Globemaster Ⅲ）（货舱门）。图1．5显示A380机身顶部采用的铝／玻璃增强塑料系统（GLARE），可以减轻重量，增加损伤容限，提高疲劳寿命。
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